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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to Eiffel 385 (S.T. Ae) (eiffel385-il)