EPPLER E1212MOD AIRFOIL (e1212mod-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER E1212MOD AIRFOIL (e1212mod-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.79 at α=3.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e1212mod-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e1212mod-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER E1212MOD 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.250 -0.3309 0.14776 0.14014 -0.0035 1.0000 0.2613
-12.000 -0.3182 0.14459 0.13697 -0.0038 1.0000 0.2707
-11.750 -0.3541 0.14866 0.14114 -0.0058 1.0000 0.2758
-11.500 -0.3036 0.13835 0.13077 -0.0054 1.0000 0.2825
-11.250 -0.2990 0.13631 0.12875 -0.0061 1.0000 0.2911
-11.000 -0.3239 0.13762 0.13016 -0.0076 1.0000 0.2955
-10.750 -0.2816 0.12982 0.12231 -0.0074 1.0000 0.3017
-10.500 -0.2756 0.12764 0.12016 -0.0079 1.0000 0.3103
-10.250 -0.3036 0.12901 0.12165 -0.0091 1.0000 0.3155
-10.000 -0.2609 0.12158 0.11418 -0.0091 1.0000 0.3211
-9.750 -0.2524 0.11924 0.11188 -0.0094 1.0000 0.3303
-9.500 -0.2780 0.11988 0.11265 -0.0103 1.0000 0.3365
-9.250 -0.2381 0.11343 0.10618 -0.0104 1.0000 0.3423
-9.000 -0.2327 0.11148 0.10429 -0.0106 1.0000 0.3525
-8.750 -0.2429 0.11000 0.10291 -0.0111 1.0000 0.3589
-8.500 -0.2119 0.10548 0.09843 -0.0112 1.0000 0.3675
-8.250 -0.2487 0.10762 0.10074 -0.0110 1.0000 0.3782
-8.000 -0.2022 0.10070 0.09384 -0.0116 1.0000 0.3848
-7.750 -0.2101 0.10021 0.09349 -0.0111 1.0000 0.3983
-7.500 -0.1926 0.09635 0.08975 -0.0114 1.0000 0.4054
-7.250 -0.1942 0.09542 0.08902 -0.0104 1.0000 0.4187
-7.000 -0.2564 0.09982 0.09385 -0.0030 1.0000 0.4206
-6.750 -0.1991 0.09409 0.08807 -0.0098 0.9832 0.4342
-6.500 -0.1519 0.08944 0.08332 -0.0180 0.9642 0.4555
-6.250 -0.1040 0.08502 0.07882 -0.0258 0.9471 0.4797
-6.000 -0.0754 0.08245 0.07616 -0.0318 0.9287 0.5068
-5.750 -0.0362 0.07881 0.07241 -0.0371 0.9092 0.5301
-5.500 0.0192 0.07416 0.06758 -0.0420 0.8879 0.5536
-5.250 0.0494 0.07161 0.06488 -0.0437 0.8666 0.5748
-4.750 -0.1451 0.06124 0.05432 -0.0583 0.8389 0.3783
-4.500 -0.1266 0.05849 0.05147 -0.0592 0.8252 0.3764
-4.250 -0.1223 0.05623 0.04912 -0.0594 0.8105 0.3741
-4.000 -0.1167 0.05353 0.04625 -0.0605 0.7990 0.3728
-3.750 -0.1143 0.05133 0.04388 -0.0608 0.7859 0.3722
-3.500 -0.1084 0.04939 0.04174 -0.0610 0.7737 0.3728
-3.250 -0.0963 0.04738 0.03944 -0.0615 0.7624 0.3753
-3.000 -0.0902 0.04612 0.03791 -0.0612 0.7498 0.3775
-2.750 -0.0653 0.04468 0.03632 -0.0609 0.7396 0.3811
-2.500 -0.0542 0.04445 0.03609 -0.0593 0.7256 0.3850
-2.250 -0.0282 0.04341 0.03485 -0.0590 0.7163 0.3912
-2.000 -0.0189 0.04310 0.03437 -0.0581 0.7027 0.3957
-1.750 0.0021 0.04228 0.03324 -0.0578 0.6924 0.4010
-1.500 0.0201 0.04209 0.03311 -0.0565 0.6802 0.4068
-1.250 0.0380 0.04201 0.03293 -0.0555 0.6693 0.4145
-1.000 0.0591 0.04160 0.03228 -0.0550 0.6585 0.4232
-0.750 0.0749 0.04179 0.03253 -0.0537 0.6473 0.4306
-0.500 0.0986 0.04151 0.03204 -0.0532 0.6373 0.4419
-0.250 0.1127 0.04194 0.03254 -0.0518 0.6267 0.4517
0.000 0.1352 0.04188 0.03235 -0.0511 0.6169 0.4664
0.250 0.1523 0.04232 0.03283 -0.0500 0.6075 0.4805
0.500 0.1666 0.04294 0.03349 -0.0490 0.5975 0.4951
0.750 0.2070 0.04189 0.03238 -0.0482 0.5915 0.5229
1.000 0.1882 0.04492 0.03550 -0.0466 0.5793 0.5311
1.250 0.2245 0.04436 0.03500 -0.0458 0.5727 0.5624
1.500 0.2157 0.04705 0.03777 -0.0446 0.5645 0.5770
1.750 0.2116 0.04926 0.04007 -0.0434 0.5570 0.5958
2.000 0.2532 0.04843 0.03947 -0.0423 0.5509 0.6436
2.250 0.2360 0.05167 0.04285 -0.0408 0.5450 0.6623
2.500 0.2086 0.05520 0.04649 -0.0389 0.5422 0.6776
2.750 0.2014 0.05773 0.04926 -0.0379 0.5419 0.7189
3.250 0.3437 0.05936 0.05093 -0.0508 0.5271 1.0000
3.500 0.2582 0.06622 0.05792 -0.0490 0.5449 1.0000
3.750 0.2853 0.06891 0.06035 -0.0504 0.5483 1.0000
4.250 0.1785 0.07988 0.07152 -0.0535 0.6742 1.0000
4.500 0.1781 0.08000 0.07148 -0.0516 0.6604 1.0000
4.750 0.2192 0.08414 0.07539 -0.0541 0.6548 1.0000
5.000 0.2050 0.08366 0.07481 -0.0511 0.6427 1.0000
5.250 0.2338 0.08653 0.07751 -0.0522 0.6361 1.0000
5.500 0.2529 0.08953 0.08038 -0.0528 0.6320 1.0000
5.750 0.2503 0.08965 0.08041 -0.0510 0.6193 1.0000
6.000 0.2844 0.09331 0.08394 -0.0524 0.6138 1.0000
6.250 0.2758 0.09367 0.08424 -0.0506 0.6040 1.0000
6.500 0.2987 0.09610 0.08657 -0.0510 0.5956 1.0000
6.750 0.3377 0.10092 0.09128 -0.0529 0.5917 1.0000
7.000 0.3156 0.09978 0.09011 -0.0502 0.5808 1.0000
7.250 0.3391 0.10253 0.09278 -0.0507 0.5742 1.0000
7.500 0.3792 0.10782 0.09799 -0.0526 0.5705 1.0000
7.750 0.3541 0.10621 0.09636 -0.0500 0.5589 1.0000
8.000 0.3797 0.10929 0.09938 -0.0506 0.5522 1.0000
8.250 0.4192 0.11496 0.10500 -0.0524 0.5490 1.0000
8.500 0.3904 0.11293 0.10296 -0.0499 0.5379 1.0000
8.750 0.4149 0.11604 0.10603 -0.0505 0.5309 1.0000
9.000 0.4581 0.12252 0.11247 -0.0524 0.5273 1.0000
9.250 0.4256 0.11990 0.10985 -0.0501 0.5161 1.0000
9.500 0.4507 0.12324 0.11317 -0.0506 0.5089 1.0000
9.750 0.4842 0.12918 0.11908 -0.0520 0.5049 1.0000
10.000 0.4604 0.12715 0.11707 -0.0504 0.4927 1.0000
10.250 0.4915 0.13149 0.12139 -0.0512 0.4858 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER E1212MOD AIRFOIL (e1212mod-il)