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 = 0.005 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0442 0.06469 0.04451 -0.0203 1.0000 1.0000 -2.750 -0.0572 0.06346 0.04351 -0.0180 1.0000 1.0000 -2.500 -0.0710 0.06218 0.04242 -0.0157 1.0000 1.0000 -2.250 -0.0833 0.06089 0.04118 -0.0138 1.0000 1.0000 -2.000 -0.0894 0.05973 0.03982 -0.0131 1.0000 1.0000 -1.750 -0.0820 0.05889 0.03837 -0.0148 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0594 0.05854 0.03705 -0.0187 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0283 0.05869 0.03598 -0.0231 1.0000 1.0000 -1.000 0.0042 0.05914 0.03517 -0.0267 1.0000 1.0000 -0.750 0.0343 0.05976 0.03460 -0.0291 1.0000 1.0000 -0.500 0.0614 0.06043 0.03418 -0.0305 1.0000 1.0000 -0.250 0.0857 0.06114 0.03395 -0.0312 1.0000 1.0000 0.000 0.1080 0.06187 0.03386 -0.0314 1.0000 1.0000 0.250 0.1287 0.06262 0.03391 -0.0313 1.0000 1.0000 0.500 0.1482 0.06340 0.03405 -0.0310 1.0000 1.0000 0.750 0.1668 0.06422 0.03433 -0.0307 1.0000 1.0000 1.000 0.1846 0.06508 0.03473 -0.0303 1.0000 1.0000 1.250 0.2018 0.06600 0.03524 -0.0298 1.0000 1.0000 1.500 0.2183 0.06697 0.03587 -0.0294 1.0000 1.0000 1.750 0.2341 0.06801 0.03660 -0.0290 1.0000 1.0000 2.000 0.2493 0.06912 0.03747 -0.0286 1.0000 1.0000 2.250 0.2638 0.07032 0.03847 -0.0282 1.0000 1.0000 2.500 0.2775 0.07161 0.03960 -0.0280 1.0000 1.0000 2.750 0.2904 0.07302 0.04088 -0.0278 1.0000 1.0000 3.000 0.3024 0.07455 0.04231 -0.0276 1.0000 1.0000 3.250 0.3135 0.07621 0.04389 -0.0276 1.0000 1.0000 3.500 0.3235 0.07802 0.04563 -0.0277 1.0000 1.0000 3.750 0.3327 0.07996 0.04752 -0.0279 1.0000 1.0000 4.000 0.3412 0.08203 0.04953 -0.0282 1.0000 1.0000 4.250 0.3493 0.08420 0.05164 -0.0286 1.0000 1.0000 4.500 0.3572 0.08643 0.05381 -0.0290 1.0000 1.0000 4.750 0.3651 0.08871 0.05601 -0.0295 1.0000 1.0000 5.000 0.3733 0.09100 0.05824 -0.0300 1.0000 1.0000