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