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 = 0.008 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.2891 0.06923 0.05525 0.0346 1.0000 0.7175 -2.750 -0.3066 0.06757 0.05368 0.0375 1.0000 0.7125 -2.500 -0.3170 0.06569 0.05183 0.0392 1.0000 0.7093 -2.250 -0.3196 0.06358 0.04972 0.0398 1.0000 0.7086 -2.000 -0.3132 0.06126 0.04739 0.0394 1.0000 0.7123 -1.750 -0.2803 0.05878 0.04506 0.0365 1.0000 0.7443 -1.500 -0.2553 0.05687 0.04326 0.0347 1.0000 0.7864 -1.000 -0.0749 0.05158 0.03785 -0.0023 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0773 0.05038 0.03625 -0.0025 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0594 0.04996 0.03498 -0.0059 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0248 0.05046 0.03426 -0.0114 1.0000 1.0000 0.000 0.0102 0.05145 0.03407 -0.0158 1.0000 1.0000 0.250 0.0390 0.05259 0.03423 -0.0183 1.0000 1.0000 0.500 0.0620 0.05375 0.03462 -0.0195 1.0000 1.0000 0.750 0.0810 0.05494 0.03518 -0.0200 1.0000 1.0000 1.000 0.0973 0.05616 0.03590 -0.0201 1.0000 1.0000 1.250 0.1117 0.05743 0.03676 -0.0201 1.0000 1.0000 1.500 0.1248 0.05876 0.03774 -0.0199 1.0000 1.0000 1.750 0.1367 0.06016 0.03885 -0.0197 1.0000 1.0000 2.000 0.1479 0.06162 0.04007 -0.0195 1.0000 1.0000 2.250 0.1583 0.06316 0.04139 -0.0193 1.0000 1.0000 2.500 0.1682 0.06477 0.04280 -0.0192 1.0000 1.0000 2.750 0.1776 0.06644 0.04430 -0.0191 1.0000 1.0000 3.000 0.1867 0.06817 0.04588 -0.0191 1.0000 1.0000 3.250 0.1957 0.06994 0.04751 -0.0191 1.0000 1.0000 3.500 0.2043 0.07175 0.04979 -0.0191 1.0000 1.0000 3.750 0.2135 0.07356 0.05138 -0.0192 1.0000 1.0000 4.000 0.2229 0.07536 0.05298 -0.0193 1.0000 1.0000 4.250 0.2325 0.07718 0.05459 -0.0193 1.0000 1.0000 4.500 0.2423 0.07901 0.05622 -0.0194 1.0000 1.0000 4.750 0.2522 0.08085 0.05789 -0.0195 1.0000 1.0000 5.000 0.2622 0.08271 0.05959 -0.0196 1.0000 1.0000