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

Eiffel 430 (Lachassgne) (eiffel430-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: Eiffel 430 (Lachassgne) (eiffel430-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 43.61 at α=8°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-eiffel430-il-100000-n5.txt
Download as CSV file: xf-eiffel430-il-100000-n5.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: Eiffel 430 (Lachassgne)                         
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.500  -0.2145   0.09837   0.09198  -0.0565   0.6530   0.0807
 -10.250  -0.2097   0.09605   0.08956  -0.0574   0.6380   0.0832
 -10.000  -0.2249   0.09461   0.08817  -0.0615   0.6331   0.0862
  -9.750  -0.2322   0.09228   0.08585  -0.0640   0.6266   0.0865
  -9.500  -0.2380   0.08971   0.08327  -0.0657   0.6198   0.0866
  -9.250  -0.2362   0.08675   0.08028  -0.0669   0.6130   0.0867
  -9.000  -0.2290   0.08355   0.07704  -0.0675   0.6052   0.0866
  -8.500  -0.2296   0.06937   0.06271  -0.0713   0.5987   0.0579
  -8.250  -0.2213   0.06663   0.05991  -0.0717   0.5916   0.0575
  -7.750  -0.2089   0.05856   0.05162  -0.0756   0.5801   0.0577
  -7.500  -0.2010   0.05410   0.04699  -0.0773   0.5755   0.0579
  -7.250  -0.1903   0.05028   0.04300  -0.0780   0.5702   0.0578
  -7.000  -0.1789   0.04641   0.03891  -0.0784   0.5649   0.0576
  -6.750  -0.1682   0.04173   0.03394  -0.0786   0.5603   0.0575
  -6.500  -0.1605   0.03571   0.02736  -0.0783   0.5564   0.0576
  -6.250  -0.1475   0.03197   0.02309  -0.0772   0.5507   0.0584
  -6.000  -0.1262   0.03112   0.02217  -0.0763   0.5426   0.0597
  -5.750  -0.1057   0.02974   0.02059  -0.0754   0.5339   0.0611
  -5.500  -0.0861   0.02771   0.01817  -0.0742   0.5252   0.0623
  -5.250  -0.0655   0.02576   0.01576  -0.0730   0.5128   0.0634
  -5.000  -0.0429   0.02423   0.01384  -0.0720   0.4988   0.0646
  -4.750  -0.0192   0.02299   0.01224  -0.0711   0.4723   0.0659
  -4.250   0.0248   0.02237   0.01084  -0.0688   0.3435   0.0699
  -4.000   0.0497   0.02196   0.01028  -0.0681   0.3388   0.0726
  -3.750   0.0749   0.02142   0.00955  -0.0674   0.3355   0.0751
  -3.500   0.0999   0.02099   0.00905  -0.0666   0.3329   0.0775
  -3.250   0.1248   0.02073   0.00878  -0.0659   0.3305   0.0807
  -3.000   0.1499   0.02046   0.00840  -0.0651   0.3284   0.0863
  -2.750   0.1743   0.02032   0.00829  -0.0643   0.3264   0.0920
  -2.500   0.1988   0.02008   0.00799  -0.0634   0.3248   0.0999
  -2.250   0.2229   0.01996   0.00787  -0.0626   0.3231   0.1108
  -2.000   0.2473   0.01992   0.00791  -0.0617   0.3215   0.1258
  -1.750   0.2714   0.02008   0.00810  -0.0608   0.3197   0.1413
  -1.500   0.2954   0.02034   0.00831  -0.0598   0.3180   0.1564
  -1.250   0.3191   0.02061   0.00848  -0.0588   0.3165   0.1699
  -1.000   0.3426   0.02087   0.00863  -0.0578   0.3151   0.1825
  -0.750   0.3664   0.02101   0.00873  -0.0569   0.3141   0.1930
  -0.500   0.3906   0.02112   0.00878  -0.0561   0.3131   0.2039
  -0.250   0.4153   0.02119   0.00880  -0.0554   0.3121   0.2156
   0.000   0.4410   0.02132   0.00881  -0.0549   0.3113   0.2259
   0.250   0.4689   0.02124   0.00875  -0.0549   0.3105   0.2333
   0.500   0.4978   0.02128   0.00874  -0.0550   0.3095   0.2404
   0.750   0.5271   0.02129   0.00875  -0.0552   0.3081   0.2471
   1.000   0.5554   0.02139   0.00882  -0.0553   0.3065   0.2549
   1.250   0.5829   0.02151   0.00893  -0.0552   0.3045   0.2632
   1.500   0.6106   0.02172   0.00910  -0.0552   0.3022   0.2734
   1.750   0.6392   0.02199   0.00934  -0.0554   0.2998   0.2863
   2.000   0.6682   0.02228   0.00965  -0.0557   0.2974   0.3094
   2.500   0.8023   0.02186   0.01068  -0.0726   0.2906   1.0000
   2.750   0.8278   0.02228   0.01104  -0.0722   0.2888   1.0000
   3.000   0.8533   0.02276   0.01144  -0.0717   0.2867   1.0000
   3.250   0.8793   0.02333   0.01193  -0.0715   0.2847   1.0000
   3.500   0.9015   0.02360   0.01228  -0.0704   0.2823   1.0000
   3.750   0.9241   0.02394   0.01268  -0.0695   0.2793   1.0000
   4.000   0.9476   0.02436   0.01311  -0.0687   0.2763   1.0000
   4.250   0.9718   0.02486   0.01361  -0.0681   0.2739   1.0000
   4.500   0.9965   0.02544   0.01415  -0.0677   0.2714   1.0000
   4.750   1.0168   0.02570   0.01458  -0.0664   0.2681   1.0000
   5.000   1.0375   0.02605   0.01504  -0.0652   0.2641   1.0000
   5.250   1.0590   0.02647   0.01548  -0.0642   0.2599   1.0000
   5.500   1.0784   0.02679   0.01592  -0.0627   0.2555   1.0000
   5.750   1.0964   0.02703   0.01631  -0.0611   0.2501   1.0000
   6.000   1.1153   0.02730   0.01661  -0.0596   0.2455   1.0000
   6.250   1.1305   0.02743   0.01698  -0.0574   0.2387   1.0000
   6.500   1.1456   0.02750   0.01712  -0.0553   0.2327   1.0000
   6.750   1.1598   0.02758   0.01743  -0.0530   0.2243   1.0000
   7.000   1.1730   0.02758   0.01754  -0.0505   0.2177   1.0000
   7.750   1.2175   0.02799   0.01843  -0.0440   0.1794   1.0000
   8.000   1.2268   0.02813   0.01856  -0.0411   0.1681   1.0000
   8.250   1.2319   0.02840   0.01877  -0.0375   0.1590   1.0000
   8.500   1.2348   0.02886   0.01912  -0.0337   0.1514   1.0000
   8.750   1.2414   0.02958   0.01977  -0.0308   0.1446   1.0000
   9.000   1.2465   0.03047   0.02058  -0.0280   0.1391   1.0000
   9.250   1.2557   0.03145   0.02158  -0.0258   0.1341   1.0000
   9.500   1.2631   0.03254   0.02271  -0.0235   0.1298   1.0000
   9.750   1.2679   0.03377   0.02392  -0.0212   0.1263   1.0000
  10.000   1.2739   0.03504   0.02522  -0.0190   0.1234   1.0000
  10.250   1.2827   0.03626   0.02656  -0.0173   0.1205   1.0000
  10.500   1.2901   0.03757   0.02798  -0.0155   0.1178   1.0000
  10.750   1.2966   0.03898   0.02946  -0.0138   0.1152   1.0000
  11.000   1.3025   0.04048   0.03101  -0.0121   0.1128   1.0000
  11.250   1.3099   0.04204   0.03251  -0.0106   0.1103   1.0000
  11.500   1.3183   0.04351   0.03416  -0.0093   0.1082   1.0000
  11.750   1.3257   0.04509   0.03591  -0.0081   0.1060   1.0000
  12.000   1.3329   0.04672   0.03768  -0.0069   0.1039   1.0000
  12.500   1.3482   0.05005   0.04121  -0.0048   0.1002   1.0000
  12.750   1.3577   0.05168   0.04289  -0.0039   0.0985   1.0000
  13.000   1.3709   0.05322   0.04444  -0.0031   0.0969   1.0000
  13.250   1.3790   0.05517   0.04651  -0.0023   0.0955   1.0000
  13.500   1.3762   0.05770   0.04931  -0.0014   0.0943   1.0000
  13.750   1.3717   0.06051   0.05237  -0.0007   0.0929   1.0000
  14.000   1.3661   0.06355   0.05565  -0.0002   0.0915   1.0000
  14.250   1.3587   0.06679   0.05910   0.0000   0.0899   1.0000
  14.500   1.3523   0.07008   0.06256   0.0000   0.0885   1.0000
  14.750   1.3476   0.07322   0.06583  -0.0001   0.0869   1.0000
  15.000   1.3508   0.07540   0.06802   0.0000   0.0850   1.0000
  15.250   1.3518   0.07802   0.07067  -0.0001   0.0834   1.0000
  15.500   1.3263   0.08413   0.07709  -0.0017   0.0826   1.0000
  15.750   1.2981   0.09122   0.08446  -0.0041   0.0821   1.0000
  16.000   1.2610   0.10047   0.09399  -0.0080   0.0818   1.0000
  16.250   1.1988   0.11620   0.11003  -0.0164   0.0824   1.0000
<< Back to Eiffel 430 (Lachassgne) (eiffel430-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to Eiffel 430 (Lachassgne) (eiffel430-il)