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=200,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: Eiffel 430 (Lachassgne) (eiffel430-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 58.64 at α=6.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-eiffel430-il-200000-n5.txt
Download as CSV file: xf-eiffel430-il-200000-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 =     0.200 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.500  -0.2229   0.10264   0.09652  -0.0607   0.4666   0.0467
 -11.250  -0.2317   0.09973   0.09352  -0.0637   0.3984   0.0496
 -11.000  -0.2407   0.09346   0.08738  -0.0667   0.4637   0.0431
 -10.750  -0.2312   0.09187   0.08535  -0.0656   0.3290   0.0427
 -10.500  -0.2201   0.08974   0.08319  -0.0652   0.3227   0.0419
 -10.250  -0.2158   0.08698   0.08044  -0.0658   0.3200   0.0413
 -10.000  -0.2145   0.08394   0.07740  -0.0667   0.3176   0.0409
  -9.750  -0.2142   0.08086   0.07434  -0.0677   0.3161   0.0405
  -9.500  -0.2161   0.07772   0.07123  -0.0687   0.3146   0.0403
  -9.250  -0.2202   0.07465   0.06819  -0.0696   0.3133   0.0405
  -9.000  -0.2272   0.07173   0.06531  -0.0700   0.3124   0.0406
  -8.750  -0.2299   0.06837   0.06194  -0.0715   0.3113   0.0409
  -8.250  -0.2291   0.06033   0.05385  -0.0754   0.3094   0.0407
  -7.250  -0.2499   0.02680   0.01803  -0.0804   0.3093   0.0426
  -7.000  -0.2312   0.02521   0.01601  -0.0790   0.3069   0.0430
  -6.750  -0.2107   0.02394   0.01453  -0.0778   0.3047   0.0435
  -6.500  -0.1888   0.02302   0.01348  -0.0768   0.3027   0.0440
  -6.250  -0.1661   0.02227   0.01261  -0.0758   0.3009   0.0446
  -6.000  -0.1431   0.02160   0.01181  -0.0748   0.2992   0.0453
  -5.750  -0.1199   0.02100   0.01106  -0.0738   0.2977   0.0460
  -5.500  -0.0959   0.02041   0.01034  -0.0729   0.2964   0.0469
  -5.250  -0.0716   0.01991   0.00971  -0.0720   0.2950   0.0481
  -5.000  -0.0471   0.01948   0.00913  -0.0711   0.2936   0.0493
  -4.750  -0.0227   0.01907   0.00861  -0.0702   0.2923   0.0502
  -4.500   0.0011   0.01853   0.00805  -0.0693   0.2911   0.0513
  -4.250   0.0250   0.01818   0.00767  -0.0683   0.2898   0.0524
  -4.000   0.0490   0.01791   0.00735  -0.0674   0.2887   0.0537
  -3.750   0.0729   0.01769   0.00707  -0.0664   0.2876   0.0550
  -3.500   0.0968   0.01753   0.00683  -0.0654   0.2864   0.0568
  -3.250   0.1202   0.01741   0.00663  -0.0644   0.2852   0.0590
  -3.000   0.1445   0.01724   0.00645  -0.0635   0.2841   0.0617
  -2.750   0.1694   0.01710   0.00627  -0.0627   0.2830   0.0644
  -2.500   0.1943   0.01699   0.00614  -0.0619   0.2820   0.0676
  -2.250   0.2191   0.01689   0.00608  -0.0611   0.2811   0.0728
  -2.000   0.2440   0.01682   0.00607  -0.0604   0.2802   0.0832
  -1.750   0.2689   0.01680   0.00606  -0.0596   0.2793   0.1000
  -1.500   0.2938   0.01680   0.00610  -0.0589   0.2784   0.1161
  -1.250   0.3188   0.01688   0.00623  -0.0582   0.2771   0.1315
  -1.000   0.3441   0.01707   0.00644  -0.0575   0.2755   0.1461
  -0.750   0.3695   0.01728   0.00660  -0.0569   0.2739   0.1579
  -0.500   0.3950   0.01754   0.00677  -0.0563   0.2725   0.1682
  -0.250   0.4205   0.01776   0.00695  -0.0557   0.2713   0.1755
   0.000   0.4461   0.01791   0.00706  -0.0551   0.2704   0.1836
   0.250   0.4715   0.01805   0.00722  -0.0546   0.2696   0.1910
   0.500   0.4970   0.01819   0.00734  -0.0540   0.2686   0.1982
   0.750   0.5222   0.01829   0.00748  -0.0534   0.2676   0.2053
   1.000   0.5473   0.01840   0.00758  -0.0528   0.2661   0.2117
   1.250   0.5717   0.01843   0.00766  -0.0521   0.2644   0.2165
   1.500   0.5962   0.01852   0.00776  -0.0514   0.2626   0.2211
   1.750   0.6208   0.01865   0.00787  -0.0508   0.2610   0.2251
   2.000   0.6451   0.01876   0.00799  -0.0501   0.2596   0.2289
   2.250   0.6697   0.01893   0.00817  -0.0495   0.2583   0.2330
   2.500   0.6940   0.01903   0.00832  -0.0488   0.2570   0.2374
   2.750   0.7185   0.01916   0.00850  -0.0482   0.2557   0.2420
   3.000   0.7427   0.01926   0.00869  -0.0475   0.2543   0.2492
   3.250   0.7670   0.01941   0.00890  -0.0468   0.2529   0.2569
   3.500   0.7910   0.01954   0.00911  -0.0461   0.2514   0.2662
   4.500   0.9901   0.01937   0.01062  -0.0663   0.2405   1.0000
   4.750   1.0106   0.01948   0.01078  -0.0649   0.2371   1.0000
   5.000   1.0300   0.01952   0.01086  -0.0634   0.2339   1.0000
   5.250   1.0487   0.01954   0.01092  -0.0617   0.2302   1.0000
   5.500   1.0684   0.01955   0.01104  -0.0602   0.2236   1.0000
   5.750   1.0867   0.01955   0.01108  -0.0584   0.2191   1.0000
   6.000   1.1079   0.01970   0.01134  -0.0572   0.2121   1.0000
   6.250   1.1268   0.01972   0.01142  -0.0556   0.2039   1.0000
   6.500   1.1468   0.01982   0.01158  -0.0542   0.1879   1.0000
   6.750   1.1588   0.01976   0.01133  -0.0514   0.1581   1.0000
   7.000   1.1673   0.02028   0.01161  -0.0483   0.1386   1.0000
   7.250   1.1780   0.02087   0.01213  -0.0455   0.1311   1.0000
   7.500   1.1881   0.02150   0.01271  -0.0427   0.1255   1.0000
   7.750   1.2005   0.02204   0.01328  -0.0403   0.1218   1.0000
   8.000   1.2125   0.02263   0.01390  -0.0380   0.1185   1.0000
   8.250   1.2234   0.02329   0.01459  -0.0355   0.1154   1.0000
   8.500   1.2326   0.02405   0.01537  -0.0330   0.1124   1.0000
   8.750   1.2411   0.02488   0.01620  -0.0305   0.1098   1.0000
   9.000   1.2545   0.02553   0.01694  -0.0287   0.1076   1.0000
   9.250   1.2667   0.02626   0.01775  -0.0269   0.1050   1.0000
   9.500   1.2776   0.02710   0.01865  -0.0250   0.1023   1.0000
   9.750   1.2870   0.02806   0.01964  -0.0231   0.0998   1.0000
  10.000   1.2941   0.02920   0.02078  -0.0210   0.0974   1.0000
  10.250   1.3035   0.03025   0.02187  -0.0193   0.0953   1.0000
  10.500   1.3160   0.03112   0.02286  -0.0179   0.0935   1.0000
  10.750   1.3276   0.03209   0.02393  -0.0166   0.0914   1.0000
  11.000   1.3380   0.03315   0.02507  -0.0152   0.0894   1.0000
  11.250   1.3477   0.03428   0.02627  -0.0138   0.0876   1.0000
  11.500   1.3564   0.03552   0.02756  -0.0125   0.0859   1.0000
  11.750   1.3630   0.03695   0.02900  -0.0112   0.0841   1.0000
  12.000   1.3729   0.03817   0.03034  -0.0101   0.0824   1.0000
  12.250   1.3828   0.03939   0.03169  -0.0092   0.0805   1.0000
  12.500   1.3918   0.04071   0.03311  -0.0083   0.0783   1.0000
  12.750   1.3998   0.04212   0.03461  -0.0075   0.0763   1.0000
  13.000   1.4063   0.04369   0.03624  -0.0068   0.0744   1.0000
  13.250   1.4107   0.04551   0.03810  -0.0061   0.0727   1.0000
  13.500   1.4177   0.04715   0.03989  -0.0055   0.0712   1.0000
  13.750   1.4234   0.04896   0.04182  -0.0049   0.0698   1.0000
  14.000   1.4280   0.05090   0.04388  -0.0045   0.0682   1.0000
  14.250   1.4318   0.05297   0.04605  -0.0042   0.0667   1.0000
  14.500   1.4336   0.05528   0.04845  -0.0040   0.0653   1.0000
  14.750   1.4333   0.05787   0.05111  -0.0040   0.0638   1.0000
  15.000   1.4327   0.06059   0.05391  -0.0039   0.0627   1.0000
  15.250   1.4327   0.06332   0.05681  -0.0040   0.0615   1.0000
  15.500   1.4309   0.06634   0.05999  -0.0042   0.0599   1.0000
  15.750   1.4272   0.06968   0.06347  -0.0047   0.0584   1.0000
  16.000   1.4212   0.07343   0.06734  -0.0055   0.0571   1.0000
  16.250   1.4128   0.07762   0.07164  -0.0065   0.0560   1.0000
  16.500   1.4015   0.08240   0.07652  -0.0078   0.0550   1.0000
  16.750   1.3887   0.08765   0.08187  -0.0096   0.0541   1.0000
  17.000   1.3765   0.09319   0.08760  -0.0117   0.0532   1.0000
  17.250   1.3635   0.09923   0.09384  -0.0143   0.0522   1.0000
  17.500   1.3509   0.10582   0.10061  -0.0175   0.0510   1.0000
  17.750   1.3365   0.11234   0.10727  -0.0207   0.0500   1.0000
  18.000   1.3215   0.11877   0.11381  -0.0238   0.0489   1.0000
  18.250   1.3070   0.12499   0.12012  -0.0269   0.0479   1.0000
  18.500   1.2938   0.13098   0.12618  -0.0300   0.0468   1.0000
  18.750   1.2800   0.13718   0.13247  -0.0332   0.0457   1.0000
  19.000   1.2611   0.14456   0.14002  -0.0371   0.0446   1.0000
<< Back to Eiffel 430 (Lachassgne) (eiffel430-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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