Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

Eiffel 385 (S.T. Ae) (eiffel385-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: Eiffel 385 (S.T. Ae) (eiffel385-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 25.24 at α=9°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-eiffel385-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-eiffel385-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: Eiffel 385 (S.T. Ae)                            
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.000  -0.2773   0.12290   0.11513  -0.0309   1.0000   0.2376
 -12.750  -0.3016   0.12412   0.11649  -0.0314   1.0000   0.2410
 -12.500  -0.2861   0.11881   0.11121  -0.0307   1.0000   0.2437
 -12.250  -0.2706   0.11497   0.10738  -0.0294   1.0000   0.2496
 -12.000  -0.2806   0.11413   0.10664  -0.0288   1.0000   0.2570
 -11.750  -0.3128   0.11559   0.10828  -0.0282   1.0000   0.2592
 -11.500  -0.2734   0.10840   0.10104  -0.0265   1.0000   0.2670
 -11.250  -0.2839   0.10743   0.10017  -0.0252   1.0000   0.2743
 -11.000  -0.3220   0.10905   0.10201  -0.0232   1.0000   0.2770
 -10.750  -0.2871   0.10268   0.09558  -0.0218   1.0000   0.2838
 -10.500  -0.3032   0.10219   0.09522  -0.0194   1.0000   0.2923
 -10.250  -0.3442   0.10363   0.09688  -0.0160   1.0000   0.2946
 -10.000  -0.3112   0.09821   0.09142  -0.0145   1.0000   0.3067
  -9.750  -0.3485   0.09921   0.09261  -0.0106   1.0000   0.3113
  -9.500  -0.3431   0.09602   0.08949  -0.0084   1.0000   0.3176
  -9.250  -0.3577   0.09527   0.08884  -0.0048   1.0000   0.3257
  -9.000  -0.4013   0.09642   0.09019  -0.0002   1.0000   0.3290
  -8.750  -0.3994   0.09356   0.08738   0.0024   1.0000   0.3356
  -8.500  -0.4183   0.09298   0.08690   0.0053   1.0000   0.3451
  -8.250  -0.4379   0.09150   0.08552   0.0071   1.0000   0.3509
  -8.000  -0.4469   0.09022   0.08429   0.0094   1.0000   0.3641
  -7.500  -0.4612   0.08585   0.08001   0.0130   1.0000   0.3863
  -7.250  -0.4709   0.08416   0.07835   0.0136   1.0000   0.4018
  -7.000  -0.4728   0.08191   0.07613   0.0159   1.0000   0.4192
  -6.750  -0.4651   0.07928   0.07350   0.0189   0.9985   0.4392
  -6.500  -0.4440   0.07666   0.07083   0.0182   0.9905   0.4740
  -6.250  -0.3612   0.06151   0.05454  -0.0294   0.9815   0.3299
  -6.000  -0.3295   0.05820   0.05104  -0.0339   0.9734   0.3274
  -5.750  -0.2892   0.05496   0.04747  -0.0409   0.9650   0.3269
  -5.500  -0.2479   0.05220   0.04430  -0.0476   0.9567   0.3284
  -5.250  -0.2112   0.04989   0.04155  -0.0530   0.9484   0.3307
  -5.000  -0.1760   0.04892   0.04056  -0.0553   0.9399   0.3366
  -4.750  -0.1498   0.04781   0.03920  -0.0571   0.9311   0.3428
  -4.500  -0.1047   0.04654   0.03750  -0.0623   0.9225   0.3496
  -4.250  -0.0834   0.04591   0.03684  -0.0624   0.9130   0.3555
  -4.000  -0.0448   0.04535   0.03594  -0.0657   0.9042   0.3674
  -3.750  -0.0207   0.04499   0.03555  -0.0660   0.8945   0.3771
  -3.500   0.0124   0.04463   0.03499  -0.0680   0.8850   0.3879
  -3.250   0.0448   0.04444   0.03460  -0.0697   0.8749   0.4021
  -3.000   0.0701   0.04442   0.03450  -0.0702   0.8647   0.4155
  -2.750   0.1124   0.04434   0.03433  -0.0729   0.8546   0.4321
  -2.500   0.1272   0.04445   0.03443  -0.0718   0.8435   0.4434
  -2.250   0.1608   0.04457   0.03450  -0.0731   0.8328   0.4603
  -2.000   0.1912   0.04475   0.03466  -0.0741   0.8217   0.4776
  -1.750   0.2155   0.04514   0.03498  -0.0744   0.8099   0.4924
  -1.500   0.2589   0.04536   0.03514  -0.0772   0.7992   0.5109
  -1.250   0.2859   0.04582   0.03555  -0.0779   0.7872   0.5257
  -1.000   0.3120   0.04636   0.03611  -0.0785   0.7751   0.5407
  -0.750   0.3590   0.04648   0.03633  -0.0815   0.7646   0.5662
  -0.500   0.3836   0.04699   0.03699  -0.0819   0.7519   0.5922
  -0.250   0.4067   0.04757   0.03784  -0.0821   0.7396   0.6296
   0.000   0.4583   0.04671   0.03793  -0.0857   0.7286   1.0000
   0.250   0.4895   0.04782   0.03861  -0.0874   0.7161   1.0000
   0.500   0.5025   0.04935   0.03995  -0.0866   0.7033   1.0000
   0.750   0.5346   0.05028   0.04069  -0.0874   0.6924   1.0000
   1.000   0.5596   0.05136   0.04165  -0.0874   0.6808   1.0000
   1.250   0.5646   0.05333   0.04356  -0.0859   0.6685   1.0000
   1.500   0.6114   0.05360   0.04374  -0.0876   0.6595   1.0000
   1.750   0.6059   0.05612   0.04623  -0.0854   0.6470   1.0000
   2.000   0.6176   0.05805   0.04812  -0.0847   0.6367   1.0000
   2.250   0.6448   0.05918   0.04921  -0.0848   0.6269   1.0000
   2.500   0.6402   0.06203   0.05205  -0.0833   0.6168   1.0000
   2.750   0.6720   0.06306   0.05308  -0.0837   0.6082   1.0000
   3.000   0.6611   0.06641   0.05642  -0.0822   0.5992   1.0000
   3.250   0.6875   0.06776   0.05777  -0.0823   0.5906   1.0000
   3.500   0.6842   0.07096   0.06098  -0.0814   0.5837   1.0000
   3.750   0.6816   0.07409   0.06414  -0.0808   0.5773   1.0000
   4.000   0.7193   0.07508   0.06515  -0.0813   0.5690   1.0000
   4.250   0.6977   0.07946   0.06955  -0.0803   0.5650   1.0000
   4.500   0.6930   0.08308   0.07320  -0.0801   0.5627   1.0000
   4.750   0.6930   0.08647   0.07662  -0.0801   0.5605   1.0000
   5.000   0.6896   0.09035   0.08054  -0.0804   0.5624   1.0000
   5.250   0.6967   0.09432   0.08457  -0.0814   0.5676   1.0000
   9.000   1.3486   0.05344   0.04510  -0.0521   0.2833   1.0000
   9.250   1.2400   0.06743   0.05950  -0.0497   0.2943   1.0000
   9.500   0.9948   0.11236   0.10410  -0.0639   0.2973   1.0000
   9.750   0.9839   0.11703   0.10880  -0.0642   0.2791   1.0000
  10.000   0.9813   0.12067   0.11248  -0.0642   0.2617   1.0000
  10.250   0.9893   0.12274   0.11462  -0.0635   0.2466   1.0000
  10.500   1.3197   0.06967   0.06126  -0.0409   0.1985   1.0000
  10.750   1.2815   0.07706   0.06892  -0.0411   0.1962   1.0000
  11.000   1.3088   0.07730   0.06906  -0.0399   0.1859   1.0000
  11.250   1.2542   0.08752   0.07956  -0.0417   0.1866   1.0000
  11.500   0.9347   0.15670   0.14856  -0.0749   0.2142   1.0000
<< Back to Eiffel 385 (S.T. Ae) (eiffel385-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to Eiffel 385 (S.T. Ae) (eiffel385-il)