XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: Eiffel 385 (S.T. Ae) 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.7924 0.01198 0.00499 -0.1071 0.5559 0.2752 0.500 0.8423 0.01201 0.00497 -0.1059 0.5342 0.2892 1.500 0.9351 0.01209 0.00516 -0.1025 0.4859 0.3962 2.000 0.9800 0.01218 0.00520 -0.1006 0.4638 0.4379 2.500 1.0156 0.01243 0.00532 -0.0969 0.4238 0.4948 3.000 1.0776 0.01218 0.00592 -0.0989 0.3888 1.0000 3.500 1.1121 0.01267 0.00625 -0.0952 0.3640 1.0000 4.000 1.1264 0.01334 0.00666 -0.0875 0.3347 1.0000 4.500 1.1519 0.01417 0.00739 -0.0824 0.2977 1.0000 5.500 1.2209 0.01505 0.00847 -0.0759 0.2830 1.0000 6.500 1.1795 0.01935 0.01193 -0.0535 0.1570 1.0000 7.000 1.1675 0.02271 0.01481 -0.0462 0.0929 1.0000 7.500 1.1555 0.02704 0.01912 -0.0412 0.0623 1.0000 8.000 1.1682 0.02998 0.02212 -0.0389 0.0540 1.0000 8.500 1.1806 0.03307 0.02537 -0.0368 0.0492 1.0000 9.000 1.1864 0.03699 0.02946 -0.0355 0.0472 1.0000 9.500 1.2052 0.03971 0.03227 -0.0345 0.0464 1.0000 10.000 1.2191 0.04313 0.03582 -0.0337 0.0451 1.0000 10.500 1.2170 0.04856 0.04145 -0.0335 0.0433 1.0000 11.000 1.2314 0.05189 0.04488 -0.0327 0.0396 1.0000 11.500 1.2421 0.05562 0.04866 -0.0320 0.0342 1.0000 12.500 1.2228 0.06889 0.06256 -0.0327 0.0375 1.0000 13.000 1.2265 0.07326 0.06698 -0.0323 0.0334 1.0000 13.500 1.2292 0.07795 0.07165 -0.0321 0.0286 1.0000 14.000 1.2157 0.08499 0.07883 -0.0324 0.0242 1.0000 14.500 1.1714 0.09736 0.09151 -0.0354 0.0233 1.0000 15.000 1.1838 0.10112 0.09524 -0.0359 0.0221 1.0000 15.500 1.1910 0.10521 0.09934 -0.0362 0.0200 1.0000 16.000 1.1900 0.11031 0.10440 -0.0368 0.0179 1.0000 18.000 1.1139 0.14442 0.13915 -0.0498 0.0137 1.0000 18.500 1.1133 0.14967 0.14464 -0.0519 0.0132 1.0000 19.000 1.1058 0.15689 0.15214 -0.0551 0.0131 1.0000 19.500 1.0784 0.16990 0.16548 -0.0613 0.0132 1.0000 20.000 1.0485 0.18475 0.18065 -0.0677 0.0136 1.0000 22.000 0.9007 0.33779 0.33449 -0.1170 0.0231 1.0000 22.500 0.9045 0.34372 0.34036 -0.1162 0.0230 1.0000 23.000 0.9089 0.34868 0.34528 -0.1157 0.0227 1.0000