XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: Eiffel 428 (Bleriot) 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3263 0.06053 0.04595 0.0196 1.0000 0.7245 -2.750 -0.3124 0.05808 0.04343 0.0185 1.0000 0.7391 -2.500 -0.2956 0.05567 0.04097 0.0170 1.0000 0.7595 -2.250 -0.2677 0.05310 0.03838 0.0144 1.0000 0.7929 -1.750 -0.1064 0.04621 0.03104 -0.0192 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0808 0.04513 0.02909 -0.0279 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0006 0.04546 0.02612 -0.0453 1.0000 1.0000 -1.000 0.0316 0.04612 0.02489 -0.0472 1.0000 1.0000 -0.750 0.0537 0.04674 0.02433 -0.0471 1.0000 1.0000 -0.500 0.0733 0.04737 0.02408 -0.0468 1.0000 1.0000 -0.250 0.0919 0.04803 0.02402 -0.0464 1.0000 1.0000 0.000 0.1101 0.04874 0.02405 -0.0459 1.0000 1.0000 0.250 0.1278 0.04948 0.02424 -0.0455 1.0000 1.0000 0.500 0.1453 0.05026 0.02455 -0.0451 1.0000 1.0000 0.750 0.1625 0.05108 0.02494 -0.0448 1.0000 1.0000 1.000 0.1795 0.05195 0.02543 -0.0444 1.0000 1.0000 1.250 0.1964 0.05285 0.02598 -0.0441 1.0000 1.0000 1.500 0.2130 0.05380 0.02663 -0.0439 1.0000 1.0000 1.750 0.2295 0.05479 0.02736 -0.0436 1.0000 1.0000 2.000 0.2458 0.05582 0.02817 -0.0434 1.0000 1.0000 2.250 0.2619 0.05689 0.02906 -0.0432 1.0000 1.0000 2.500 0.2779 0.05801 0.03001 -0.0431 1.0000 1.0000 2.750 0.2936 0.05918 0.03104 -0.0429 1.0000 1.0000 3.000 0.3093 0.06039 0.03215 -0.0428 1.0000 1.0000 3.250 0.3247 0.06165 0.03333 -0.0428 1.0000 1.0000 3.500 0.3399 0.06296 0.03459 -0.0427 1.0000 1.0000 3.750 0.3550 0.06432 0.03594 -0.0427 1.0000 1.0000 4.000 0.3698 0.06573 0.03735 -0.0427 1.0000 1.0000 4.250 0.3844 0.06719 0.03883 -0.0428 1.0000 1.0000 4.500 0.3988 0.06871 0.04040 -0.0429 1.0000 1.0000 4.750 0.4129 0.07029 0.04205 -0.0430 1.0000 1.0000 5.000 0.4268 0.07193 0.04382 -0.0432 1.0000 1.0000