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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3839 0.06910 0.06008 0.0309 1.0000 0.4703 -2.750 -0.3741 0.06594 0.05676 0.0264 1.0000 0.4371 -2.500 -0.3434 0.06828 0.05868 0.0193 1.0000 0.4029 -2.250 -0.3276 0.06640 0.05662 0.0186 1.0000 0.3981 -2.000 -0.3156 0.06408 0.05434 0.0181 1.0000 0.4019 -1.750 -0.3071 0.06021 0.05035 0.0178 1.0000 0.4071 -1.500 -0.2972 0.05711 0.04716 0.0182 1.0000 0.4144 -1.250 -0.2823 0.05515 0.04509 0.0179 1.0000 0.4183 -1.000 -0.2600 0.05448 0.04414 0.0161 1.0000 0.4117 -0.750 -0.2380 0.05447 0.04392 0.0149 1.0000 0.4043 -0.500 -0.2178 0.05405 0.04330 0.0140 1.0000 0.4007 -0.250 -0.1966 0.05299 0.04186 0.0126 1.0000 0.3996 0.000 -0.1733 0.05211 0.04077 0.0109 1.0000 0.4006 0.250 -0.1442 0.05089 0.03914 0.0078 1.0000 0.4058 0.500 -0.1116 0.04994 0.03786 0.0043 1.0000 0.4187 0.750 -0.0815 0.04954 0.03738 0.0016 1.0000 0.4420 1.000 -0.0533 0.04957 0.03740 -0.0006 1.0000 0.4869 1.250 0.0921 0.05138 0.04018 -0.0257 0.9742 1.0000 1.500 0.1300 0.05437 0.04246 -0.0307 0.9625 1.0000 1.750 0.1664 0.05808 0.04560 -0.0355 0.9527 1.0000 2.000 0.1862 0.06072 0.04783 -0.0372 0.9481 1.0000 2.250 0.1984 0.06302 0.04984 -0.0375 0.9493 1.0000 2.500 0.1770 0.06163 0.04838 -0.0315 0.9637 1.0000 2.750 0.1578 0.06160 0.04821 -0.0256 0.9878 1.0000 3.000 0.1547 0.06296 0.04935 -0.0224 1.0000 1.0000 3.250 0.1671 0.06470 0.05087 -0.0225 1.0000 1.0000 3.500 0.1795 0.06645 0.05244 -0.0225 1.0000 1.0000 3.750 0.1917 0.06822 0.05408 -0.0226 1.0000 1.0000 4.000 0.2036 0.07003 0.05611 -0.0226 1.0000 1.0000 4.250 0.2156 0.07185 0.05775 -0.0227 1.0000 1.0000 4.500 0.2274 0.07370 0.05944 -0.0228 1.0000 1.0000 4.750 0.2390 0.07560 0.06118 -0.0229 1.0000 1.0000 5.000 0.2505 0.07754 0.06299 -0.0230 1.0000 1.0000