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

EPPLER 1210 AIRFOIL (e1210-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 1210 AIRFOIL (e1210-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 8.89 at α=0°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e1210-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-e1210-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: EPPLER 1210 AIRFOIL                             
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.000  -0.1866   0.13330   0.12640  -0.0261   1.0000   0.1859
 -10.750  -0.1956   0.13318   0.12638  -0.0274   1.0000   0.1913
 -10.500  -0.2236   0.13597   0.12933  -0.0296   1.0000   0.1928
 -10.250  -0.1735   0.12527   0.11862  -0.0271   1.0000   0.2000
 -10.000  -0.1725   0.12353   0.11698  -0.0273   1.0000   0.2074
  -9.750  -0.2017   0.12608   0.11972  -0.0289   1.0000   0.2112
  -9.500  -0.1681   0.11822   0.11191  -0.0274   1.0000   0.2165
  -9.250  -0.1614   0.11575   0.10956  -0.0267   1.0000   0.2244
  -9.000  -0.1867   0.11731   0.11134  -0.0270   1.0000   0.2302
  -8.750  -0.1746   0.11270   0.10688  -0.0256   1.0000   0.2348
  -8.500  -0.2620   0.12238   0.11701  -0.0195   1.0000   0.2312
  -8.250  -0.2992   0.12478   0.11963  -0.0141   1.0000   0.2312
  -8.000  -0.2462   0.11617   0.11102  -0.0112   0.9995   0.2411
  -7.750  -0.2632   0.11776   0.11265  -0.0229   0.9812   0.2515
  -7.500  -0.1924   0.10827   0.10307  -0.0271   0.9712   0.2698
  -7.250  -0.1485   0.10214   0.09690  -0.0327   0.9584   0.2832
  -7.000  -0.1260   0.09835   0.09309  -0.0390   0.9437   0.2983
  -6.750  -0.1346   0.09879   0.09355  -0.0451   0.9255   0.3145
  -6.500  -0.0915   0.09340   0.08810  -0.0497   0.9134   0.3354
  -6.250  -0.0572   0.08893   0.08359  -0.0552   0.9023   0.3578
  -6.000   0.0059   0.08201   0.07655  -0.0591   0.8910   0.3827
  -5.750   0.0465   0.07788   0.07234  -0.0621   0.8772   0.4085
  -5.500   0.0746   0.07493   0.06931  -0.0642   0.8635   0.4371
  -5.250   0.0742   0.07421   0.06857  -0.0630   0.8469   0.4626
  -5.000   0.0717   0.07356   0.06794  -0.0604   0.8300   0.4848
  -4.750   0.1349   0.06804   0.06227  -0.0628   0.8169   0.5193
  -4.500   0.1588   0.06555   0.05969  -0.0623   0.8044   0.5547
  -4.250   0.1528   0.06581   0.05999  -0.0577   0.7888   0.5901
  -4.000   0.0322   0.05662   0.05001  -0.0923   0.7761   0.2716
  -3.750   0.0591   0.05343   0.04665  -0.0941   0.7654   0.2692
  -3.500   0.0698   0.05173   0.04475  -0.0942   0.7526   0.2677
  -3.250   0.1037   0.04860   0.04118  -0.0975   0.7434   0.2689
  -3.000   0.1141   0.04764   0.03991  -0.0973   0.7302   0.2703
  -2.750   0.1506   0.04542   0.03744  -0.0987   0.7217   0.2765
  -2.500   0.1574   0.04554   0.03749  -0.0970   0.7087   0.2804
  -2.250   0.1971   0.04376   0.03528  -0.0987   0.7006   0.2893
  -2.000   0.2049   0.04414   0.03538  -0.0976   0.6878   0.2936
  -1.750   0.2407   0.04288   0.03409  -0.0977   0.6799   0.3040
  -1.500   0.2456   0.04380   0.03487  -0.0962   0.6679   0.3101
  -1.250   0.2813   0.04279   0.03369  -0.0966   0.6598   0.3218
  -1.000   0.2858   0.04402   0.03487  -0.0950   0.6487   0.3292
  -0.750   0.3159   0.04366   0.03436  -0.0950   0.6405   0.3427
  -0.500   0.3294   0.04457   0.03516  -0.0940   0.6314   0.3546
  -0.250   0.3419   0.04539   0.03601  -0.0927   0.6218   0.3663
   0.000   0.3915   0.04403   0.03449  -0.0933   0.6163   0.3962
   0.250   0.3581   0.04822   0.03880  -0.0903   0.6048   0.3939
   0.500   0.4020   0.04736   0.03793  -0.0907   0.5981   0.4299
   0.750   0.3888   0.05047   0.04105  -0.0889   0.5897   0.4412
   1.000   0.3788   0.05302   0.04372  -0.0869   0.5824   0.4550
   1.250   0.4377   0.05071   0.04209  -0.0872   0.5767   0.5802
   1.500   0.3991   0.05573   0.04704  -0.0849   0.5704   0.5640
   1.750   0.3850   0.05823   0.05011  -0.0828   0.5656   0.6452
   2.000   0.4052   0.05935   0.05141  -0.0832   0.5605   1.0000
   2.250   0.4503   0.05995   0.05150  -0.0838   0.5539   1.0000
   2.500   0.4266   0.06417   0.05570  -0.0829   0.5518   1.0000
   2.750   0.4202   0.06756   0.05899  -0.0827   0.5511   1.0000
   3.000   0.4240   0.07072   0.06202  -0.0829   0.5522   1.0000
   3.250   0.4340   0.07377   0.06493  -0.0834   0.5536   1.0000
   3.500   0.4520   0.07678   0.06779  -0.0842   0.5550   1.0000
   3.750   0.3271   0.08564   0.07726  -0.0866   0.6626   1.0000
   4.000   0.3718   0.09038   0.08170  -0.0893   0.6570   1.0000
   4.250   0.3553   0.08991   0.08119  -0.0864   0.6431   1.0000
   4.500   0.3992   0.09443   0.08547  -0.0887   0.6369   1.0000
   4.750   0.3807   0.09435   0.08537  -0.0861   0.6253   1.0000
   5.000   0.4118   0.09765   0.08849  -0.0873   0.6182   1.0000
   5.250   0.4096   0.09925   0.09002  -0.0862   0.6096   1.0000
   5.500   0.4310   0.10169   0.09234  -0.0865   0.5995   1.0000
   5.750   0.4679   0.10653   0.09703  -0.0883   0.5950   1.0000
   6.000   0.4489   0.10606   0.09655  -0.0860   0.5827   1.0000
   6.250   0.4807   0.10980   0.10017  -0.0872   0.5770   1.0000
   6.500   0.4733   0.11112   0.10146  -0.0862   0.5685   1.0000
   6.750   0.4929   0.11366   0.10391  -0.0864   0.5594   1.0000
   7.000   0.5343   0.11905   0.10919  -0.0882   0.5553   1.0000
   7.250   0.5084   0.11825   0.10840  -0.0862   0.5445   1.0000
   7.500   0.5327   0.12147   0.11155  -0.0868   0.5382   1.0000
   7.750   0.5691   0.12705   0.11704  -0.0884   0.5348   1.0000
   8.000   0.5440   0.12579   0.11580  -0.0867   0.5231   1.0000
   8.250   0.5731   0.12964   0.11959  -0.0874   0.5173   1.0000
<< Back to EPPLER 1210 AIRFOIL (e1210-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 1210 AIRFOIL (e1210-il)