XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: Eiffel 430 (Lachassgne) 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3690 0.06995 0.05873 0.0379 1.0000 0.5873 -2.750 -0.3669 0.06703 0.05580 0.0372 1.0000 0.5753 -2.500 -0.3627 0.06444 0.05314 0.0360 1.0000 0.5631 -2.250 -0.3540 0.06205 0.05060 0.0339 1.0000 0.5513 -2.000 -0.3392 0.05987 0.04820 0.0310 1.0000 0.5408 -1.750 -0.3189 0.05791 0.04596 0.0277 1.0000 0.5327 -1.500 -0.2952 0.05616 0.04391 0.0245 1.0000 0.5279 -1.250 -0.2702 0.05457 0.04201 0.0217 1.0000 0.5267 -1.000 -0.2445 0.05313 0.04028 0.0192 1.0000 0.5290 -0.750 -0.2178 0.05185 0.03876 0.0168 1.0000 0.5353 -0.500 -0.1902 0.05078 0.03748 0.0145 1.0000 0.5464 -0.250 -0.1617 0.04992 0.03645 0.0121 1.0000 0.5647 0.000 -0.1373 0.04901 0.03562 0.0108 1.0000 0.6079 0.500 0.0125 0.04803 0.03485 -0.0130 1.0000 1.0000 0.750 0.0440 0.04968 0.03557 -0.0166 1.0000 1.0000 1.000 0.0668 0.05127 0.03647 -0.0183 1.0000 1.0000 1.250 0.0847 0.05283 0.03749 -0.0191 1.0000 1.0000 1.500 0.0997 0.05440 0.03864 -0.0195 1.0000 1.0000 1.750 0.1127 0.05602 0.03990 -0.0197 1.0000 1.0000 2.000 0.1244 0.05770 0.04126 -0.0199 1.0000 1.0000 2.250 0.1352 0.05943 0.04272 -0.0200 1.0000 1.0000 2.500 0.1454 0.06120 0.04423 -0.0201 1.0000 1.0000 2.750 0.1556 0.06298 0.04577 -0.0202 1.0000 1.0000 3.000 0.1659 0.06476 0.04733 -0.0203 1.0000 1.0000 3.250 0.1765 0.06653 0.04890 -0.0203 1.0000 1.0000 3.500 0.1872 0.06830 0.05050 -0.0204 1.0000 1.0000 3.750 0.1978 0.07008 0.05263 -0.0205 1.0000 1.0000 4.000 0.2088 0.07186 0.05420 -0.0205 1.0000 1.0000 4.250 0.2199 0.07365 0.05580 -0.0206 1.0000 1.0000 4.500 0.2309 0.07547 0.05743 -0.0206 1.0000 1.0000 4.750 0.2418 0.07732 0.05911 -0.0207 1.0000 1.0000 5.000 0.2527 0.07919 0.06084 -0.0208 1.0000 1.0000