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

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
<< Back to EPPLER E1212MOD AIRFOIL (e1212mod-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER E1212MOD AIRFOIL (e1212mod-il)