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=5


Details Polar file
Airfoil: Eiffel 385 (S.T. Ae) (eiffel385-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 32.14 at α=3.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-eiffel385-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-eiffel385-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.750  -0.3391   0.10321   0.09530  -0.0446   1.0000   0.0988
 -12.500  -0.3469   0.09971   0.09188  -0.0451   1.0000   0.0999
 -12.250  -0.3592   0.09599   0.08825  -0.0457   1.0000   0.1013
 -12.000  -0.3790   0.09171   0.08409  -0.0465   1.0000   0.1027
 -11.750  -0.4053   0.08726   0.07979  -0.0470   1.0000   0.1037
 -11.500  -0.3978   0.08695   0.07954  -0.0441   1.0000   0.1055
 -11.250  -0.4077   0.08515   0.07785  -0.0421   1.0000   0.1070
 -11.000  -0.4268   0.08295   0.07576  -0.0400   1.0000   0.1080
 -10.750  -0.4478   0.08010   0.07303  -0.0389   1.0000   0.1092
 -10.500  -0.4688   0.07635   0.06938  -0.0391   1.0000   0.1104
 -10.250  -0.5073   0.05798   0.05073  -0.0588   0.9909   0.1173
 -10.000  -0.4655   0.06137   0.05420  -0.0564   0.9839   0.1207
  -9.750  -0.4544   0.05066   0.04295  -0.0695   0.9716   0.1317
  -9.500  -0.4190   0.05230   0.04469  -0.0687   0.9627   0.1365
  -9.250  -0.3939   0.04785   0.03985  -0.0746   0.9526   0.1468
  -9.000  -0.3650   0.04450   0.03605  -0.0794   0.9429   0.1579
  -8.750  -0.3341   0.04546   0.03713  -0.0786   0.9327   0.1632
  -8.500  -0.3004   0.04276   0.03402  -0.0829   0.9251   0.1735
  -8.250  -0.2746   0.04193   0.03307  -0.0834   0.9137   0.1805
  -8.000  -0.2433   0.03979   0.03056  -0.0861   0.9053   0.1882
  -7.750  -0.2139   0.03890   0.02954  -0.0870   0.8956   0.1944
  -7.500  -0.1835   0.03667   0.02679  -0.0894   0.8870   0.2020
  -7.250  -0.1533   0.03614   0.02625  -0.0899   0.8780   0.2070
  -7.000  -0.1207   0.03485   0.02466  -0.0916   0.8703   0.2144
  -6.750  -0.0924   0.03368   0.02321  -0.0923   0.8609   0.2200
  -6.500  -0.0534   0.03293   0.02239  -0.0943   0.8558   0.2268
  -6.250  -0.0315   0.03212   0.02124  -0.0938   0.8443   0.2349
  -6.000   0.0057   0.03146   0.02058  -0.0953   0.8388   0.2415
  -5.750   0.0281   0.03100   0.01999  -0.0946   0.8280   0.2482
  -5.500   0.0637   0.03025   0.01905  -0.0959   0.8221   0.2568
  -5.250   0.0870   0.03007   0.01886  -0.0952   0.8121   0.2644
  -5.000   0.1210   0.02958   0.01822  -0.0961   0.8055   0.2747
  -4.750   0.1472   0.02942   0.01804  -0.0958   0.7968   0.2828
  -4.500   0.1786   0.02907   0.01756  -0.0963   0.7893   0.2921
  -4.250   0.2086   0.02889   0.01734  -0.0965   0.7822   0.3016
  -4.000   0.2343   0.02881   0.01722  -0.0960   0.7732   0.3112
  -3.750   0.2714   0.02849   0.01681  -0.0972   0.7681   0.3249
  -3.500   0.2898   0.02867   0.01702  -0.0956   0.7572   0.3346
  -3.250   0.3266   0.02834   0.01664  -0.0967   0.7516   0.3471
  -3.000   0.3488   0.02847   0.01665  -0.0958   0.7412   0.3566
  -2.750   0.3858   0.02808   0.01624  -0.0969   0.7350   0.3655
  -2.500   0.4096   0.02816   0.01625  -0.0962   0.7249   0.3746
  -2.250   0.4457   0.02781   0.01587  -0.0972   0.7180   0.3863
  -2.000   0.4701   0.02785   0.01593  -0.0965   0.7080   0.3961
  -1.750   0.5055   0.02752   0.01557  -0.0974   0.7007   0.4088
  -1.250   0.5637   0.02723   0.01541  -0.0974   0.6832   0.4421
  -1.000   0.5872   0.02727   0.01561  -0.0966   0.6733   0.4630
  -0.750   0.6198   0.02692   0.01545  -0.0971   0.6656   0.4956
  -0.500   0.6417   0.02688   0.01576  -0.0960   0.6556   0.5432
  -0.250   0.6851   0.02576   0.01557  -0.0980   0.6476   1.0000
   0.000   0.7070   0.02625   0.01592  -0.0970   0.6371   1.0000
   0.250   0.7394   0.02635   0.01585  -0.0974   0.6289   1.0000
   0.500   0.7585   0.02693   0.01638  -0.0961   0.6181   1.0000
   0.750   0.7914   0.02700   0.01632  -0.0965   0.6100   1.0000
   1.000   0.8077   0.02768   0.01699  -0.0948   0.5985   1.0000
   1.250   0.8417   0.02772   0.01692  -0.0953   0.5909   1.0000
   1.500   0.8550   0.02851   0.01775  -0.0933   0.5789   1.0000
   1.750   0.8838   0.02872   0.01791  -0.0932   0.5702   1.0000
   2.000   0.9009   0.02937   0.01859  -0.0916   0.5592   1.0000
   2.250   0.9226   0.02987   0.01909  -0.0906   0.5494   1.0000
   2.500   0.9461   0.03025   0.01949  -0.0899   0.5397   1.0000
   2.750   0.9618   0.03099   0.02028  -0.0882   0.5291   1.0000
   3.000   0.9903   0.03118   0.02045  -0.0880   0.5209   1.0000
   3.250   1.0013   0.03214   0.02150  -0.0859   0.5099   1.0000
   3.500   1.0336   0.03216   0.02150  -0.0861   0.5025   1.0000
   3.750   1.0402   0.03333   0.02278  -0.0835   0.4914   1.0000
   4.000   1.0681   0.03355   0.02302  -0.0833   0.4839   1.0000
   4.250   1.0777   0.03462   0.02420  -0.0811   0.4738   1.0000
   4.500   1.1024   0.03501   0.02463  -0.0806   0.4662   1.0000
   4.750   1.1126   0.03609   0.02581  -0.0785   0.4569   1.0000
   5.000   1.1374   0.03650   0.02628  -0.0780   0.4496   1.0000
   5.250   1.1443   0.03774   0.02764  -0.0756   0.4404   1.0000
   5.500   1.1697   0.03807   0.02801  -0.0752   0.4329   1.0000
   5.750   1.1734   0.03928   0.02934  -0.0723   0.4232   1.0000
   6.000   1.1874   0.03988   0.03001  -0.0705   0.4134   1.0000
   6.250   1.2189   0.03918   0.02926  -0.0701   0.4014   1.0000
   6.500   1.2110   0.04067   0.03086  -0.0660   0.3890   1.0000
   6.750   1.2147   0.04149   0.03171  -0.0632   0.3757   1.0000
   7.000   1.2226   0.04205   0.03226  -0.0608   0.3620   1.0000
   7.250   1.2332   0.04252   0.03273  -0.0588   0.3486   1.0000
   7.500   1.2366   0.04366   0.03391  -0.0566   0.3360   1.0000
   7.750   1.2302   0.04580   0.03618  -0.0542   0.3242   1.0000
   8.000   1.2338   0.04725   0.03768  -0.0525   0.3124   1.0000
   8.250   1.2434   0.04819   0.03862  -0.0511   0.3006   1.0000
   8.500   1.2321   0.05131   0.04194  -0.0496   0.2891   1.0000
   8.750   1.2282   0.05382   0.04458  -0.0485   0.2767   1.0000
   9.000   1.2268   0.05613   0.04695  -0.0475   0.2636   1.0000
   9.250   1.2243   0.05861   0.04949  -0.0467   0.2495   1.0000
   9.500   1.2194   0.06154   0.05247  -0.0461   0.2346   1.0000
   9.750   1.2129   0.06480   0.05580  -0.0458   0.2189   1.0000
  10.000   1.2058   0.06830   0.05933  -0.0457   0.2026   1.0000
  10.250   1.2000   0.07177   0.06279  -0.0457   0.1868   1.0000
  10.500   1.1958   0.07509   0.06604  -0.0457   0.1723   1.0000
  11.000   1.1881   0.08208   0.07293  -0.0460   0.1494   1.0000
  11.250   1.1860   0.08549   0.07627  -0.0462   0.1409   1.0000
  11.500   1.1868   0.08849   0.07920  -0.0464   0.1340   1.0000
  11.750   1.1869   0.09183   0.08257  -0.0467   0.1282   1.0000
  12.000   1.1880   0.09507   0.08585  -0.0471   0.1229   1.0000
  12.250   1.1954   0.09708   0.08773  -0.0469   0.1183   1.0000
  12.500   1.1912   0.10157   0.09246  -0.0480   0.1144   1.0000
  12.750   1.1908   0.10533   0.09636  -0.0488   0.1106   1.0000
  13.000   1.1981   0.10759   0.09861  -0.0489   0.1072   1.0000
  13.250   1.2030   0.11044   0.10150  -0.0493   0.1043   1.0000
  13.500   1.1890   0.11707   0.10843  -0.0519   0.1021   1.0000
  13.750   1.1719   0.12452   0.11614  -0.0551   0.0998   1.0000
  14.000   1.1524   0.13278   0.12461  -0.0588   0.0977   1.0000
  14.250   1.1461   0.13828   0.13020  -0.0612   0.0953   1.0000
  14.500   1.1690   0.13711   0.12893  -0.0598   0.0926   1.0000
  14.750   1.0834   0.16321   0.15534  -0.0738   0.0919   1.0000
  15.000   1.0360   0.18292   0.17501  -0.0841   0.0892   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)