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

EPPLER 1211 AIRFOIL (e1211-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 1211 AIRFOIL (e1211-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 6.01 at α=0°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e1211-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-e1211-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: EPPLER 1211 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.750  -0.2122   0.13712   0.12966  -0.0253   1.0000   0.2416
 -11.500  -0.2067   0.13484   0.12742  -0.0254   1.0000   0.2510
 -11.250  -0.2416   0.13834   0.13105  -0.0268   1.0000   0.2553
 -11.000  -0.1942   0.12868   0.12137  -0.0256   1.0000   0.2639
 -10.750  -0.2043   0.12854   0.12131  -0.0259   1.0000   0.2736
 -10.500  -0.1999   0.12490   0.11774  -0.0260   1.0000   0.2783
 -10.250  -0.1807   0.12109   0.11395  -0.0252   1.0000   0.2880
 -10.000  -0.2122   0.12351   0.11653  -0.0254   1.0000   0.2956
  -9.750  -0.1778   0.11636   0.10938  -0.0248   1.0000   0.3023
  -9.500  -0.1758   0.11476   0.10787  -0.0241   1.0000   0.3130
  -9.250  -0.2118   0.11670   0.11004  -0.0235   1.0000   0.3179
  -9.000  -0.1675   0.10972   0.10304  -0.0225   1.0000   0.3270
  -8.750  -0.1880   0.11049   0.10402  -0.0207   1.0000   0.3369
  -8.500  -0.2423   0.11455   0.10842  -0.0153   1.0000   0.3387
  -8.250  -0.2463   0.11231   0.10633  -0.0109   1.0000   0.3413
  -8.000  -0.2540   0.11190   0.10605  -0.0067   1.0000   0.3452
  -7.750  -0.2539   0.11147   0.10565  -0.0101   0.9916   0.3590
  -7.500  -0.1964   0.10491   0.09899  -0.0173   0.9799   0.3726
  -7.250  -0.1708   0.10127   0.09530  -0.0240   0.9661   0.3876
  -7.000  -0.1650   0.10031   0.09433  -0.0295   0.9506   0.4055
  -6.750  -0.1088   0.09484   0.08875  -0.0351   0.9373   0.4250
  -6.500  -0.0557   0.08947   0.08328  -0.0409   0.9243   0.4426
  -6.250  -0.0108   0.08518   0.07890  -0.0472   0.9132   0.4631
  -6.000   0.0338   0.08115   0.07478  -0.0533   0.9017   0.4857
  -5.750   0.0702   0.07783   0.07138  -0.0573   0.8869   0.5076
  -5.500   0.1052   0.07483   0.06829  -0.0610   0.8730   0.5313
  -5.250   0.1254   0.07325   0.06662  -0.0629   0.8593   0.5573
  -5.000   0.1421   0.07171   0.06503  -0.0626   0.8418   0.5797
  -4.750   0.1592   0.07020   0.06347  -0.0621   0.8256   0.6018
  -4.500   0.2092   0.06598   0.05912  -0.0653   0.8114   0.6268
  -4.250   0.2450   0.06333   0.05636  -0.0667   0.7967   0.6522
  -4.000   0.2657   0.06190   0.05489  -0.0660   0.7807   0.6790
  -3.750   0.0202   0.05794   0.05080  -0.0769   0.7737   0.3857
  -3.500   0.0084   0.05653   0.04925  -0.0770   0.7585   0.3806
  -3.250   0.0429   0.05307   0.04545  -0.0825   0.7501   0.3817
  -3.000   0.0413   0.05225   0.04448  -0.0821   0.7359   0.3825
  -2.750   0.0778   0.05087   0.04310  -0.0821   0.7276   0.3892
  -2.500   0.0788   0.05068   0.04285  -0.0807   0.7140   0.3914
  -2.250   0.1222   0.04860   0.04047  -0.0842   0.7064   0.3983
  -2.000   0.1185   0.04898   0.04073  -0.0828   0.6928   0.4011
  -1.750   0.1689   0.04691   0.03840  -0.0860   0.6862   0.4089
  -1.500   0.1550   0.04838   0.03990  -0.0827   0.6724   0.4109
  -1.250   0.2025   0.04693   0.03822  -0.0851   0.6655   0.4211
  -1.000   0.1878   0.04875   0.03999  -0.0825   0.6529   0.4233
  -0.750   0.2304   0.04760   0.03870  -0.0840   0.6454   0.4321
  -0.500   0.2203   0.04952   0.04064  -0.0815   0.6348   0.4353
  -0.250   0.2442   0.04972   0.04071  -0.0818   0.6264   0.4440
   0.000   0.2924   0.04863   0.03946  -0.0834   0.6201   0.4554
   0.250   0.2445   0.05274   0.04362  -0.0789   0.6089   0.4535
   0.500   0.3032   0.05151   0.04221  -0.0814   0.6022   0.4697
   0.750   0.2679   0.05523   0.04595  -0.0779   0.5947   0.4697
   1.000   0.2595   0.05760   0.04834  -0.0764   0.5876   0.4741
   1.250   0.3157   0.05650   0.04711  -0.0780   0.5806   0.4921
   1.500   0.2958   0.05993   0.05058  -0.0762   0.5751   0.4951
   1.750   0.2805   0.06305   0.05375  -0.0750   0.5714   0.4991
   2.000   0.2829   0.06531   0.05599  -0.0747   0.5674   0.5083
   2.250   0.3577   0.06366   0.05425  -0.0762   0.5578   0.5393
   2.500   0.3355   0.06761   0.05825  -0.0754   0.5563   0.5434
   2.750   0.3325   0.07064   0.06129  -0.0754   0.5560   0.5554
   3.000   0.3354   0.07335   0.06408  -0.0755   0.5563   0.5704
   3.250   0.3448   0.07592   0.06676  -0.0759   0.5570   0.5924
   3.500   0.2119   0.08555   0.07648  -0.0779   0.6741   0.5438
   3.750   0.2515   0.08843   0.07943  -0.0800   0.6659   0.5748
   4.000   0.2473   0.08907   0.08017  -0.0784   0.6553   0.5916
   4.250   0.2746   0.09102   0.08238  -0.0792   0.6464   0.6377
   4.500   0.3117   0.09368   0.08618  -0.0794   0.6425   0.8871
   4.750   0.2964   0.09274   0.08496  -0.0782   0.6284   1.0000
   5.000   0.3460   0.09749   0.08917  -0.0822   0.6220   1.0000
   5.250   0.3298   0.09744   0.08903  -0.0800   0.6100   1.0000
   5.500   0.3604   0.10068   0.09204  -0.0814   0.6028   1.0000
   5.750   0.3767   0.10394   0.09515  -0.0821   0.5983   1.0000
   6.000   0.3762   0.10460   0.09573  -0.0810   0.5854   1.0000
   6.250   0.4164   0.10918   0.10013  -0.0829   0.5799   1.0000
   6.500   0.3993   0.10928   0.10021  -0.0812   0.5694   1.0000
   6.750   0.4232   0.11221   0.10302  -0.0819   0.5619   1.0000
   7.000   0.4643   0.11772   0.10839  -0.0839   0.5582   1.0000
   7.250   0.4375   0.11656   0.10724  -0.0819   0.5469   1.0000
   7.500   0.4651   0.11995   0.11054  -0.0827   0.5401   1.0000
   7.750   0.4867   0.12411   0.11461  -0.0836   0.5362   1.0000
   8.000   0.4754   0.12398   0.11448  -0.0826   0.5249   1.0000
   8.250   0.5019   0.12757   0.11800  -0.0834   0.5194   1.0000
   8.500   0.5322   0.13288   0.12323  -0.0848   0.5163   1.0000
   8.750   0.5101   0.13153   0.12190  -0.0835   0.5049   1.0000
   9.000   0.5366   0.13516   0.12547  -0.0843   0.4990   1.0000
   9.250   0.5714   0.14124   0.13148  -0.0857   0.4962   1.0000
   9.500   0.5434   0.13917   0.12944  -0.0847   0.4861   1.0000
   9.750   0.5644   0.14234   0.13257  -0.0852   0.4801   1.0000
  10.000   0.6009   0.14834   0.13854  -0.0865   0.4767   1.0000
  10.250   0.5770   0.14692   0.13713  -0.0861   0.4680   1.0000
  10.500   0.5938   0.14968   0.13987  -0.0866   0.4613   1.0000
<< Back to EPPLER 1211 AIRFOIL (e1211-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 1211 AIRFOIL (e1211-il)