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

E210 (13.64%) (e210-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: E210 (13.64%) (e210-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 30.79 at α=5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e210-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-e210-il-50000-n5.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: E210  (13.64%)                                  
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.500  -0.3499   0.10259   0.09578  -0.0478   1.0000   0.0572
  -9.250  -0.3555   0.09900   0.09229  -0.0480   1.0000   0.0569
  -9.000  -0.3620   0.09553   0.08892  -0.0480   1.0000   0.0564
  -8.750  -0.3713   0.09193   0.08543  -0.0480   1.0000   0.0559
  -8.500  -0.3839   0.08826   0.08188  -0.0479   1.0000   0.0554
  -8.250  -0.4002   0.08461   0.07839  -0.0476   1.0000   0.0549
  -8.000  -0.4219   0.08091   0.07483  -0.0472   1.0000   0.0543
  -7.750  -0.4460   0.07638   0.07041  -0.0483   1.0000   0.0535
  -7.500  -0.4695   0.07152   0.06559  -0.0501   1.0000   0.0528
  -7.250  -0.4885   0.06688   0.06089  -0.0513   1.0000   0.0523
  -7.000  -0.4818   0.05964   0.05326  -0.0589   0.9922   0.0520
  -6.750  -0.4599   0.05305   0.04610  -0.0664   0.9825   0.0522
  -6.500  -0.4334   0.04804   0.04050  -0.0715   0.9733   0.0535
  -6.250  -0.4044   0.04399   0.03575  -0.0755   0.9639   0.0564
  -6.000  -0.3712   0.04043   0.03137  -0.0788   0.9556   0.0588
  -5.750  -0.3390   0.03790   0.02865  -0.0810   0.9473   0.0608
  -5.500  -0.3080   0.03593   0.02644  -0.0825   0.9377   0.0635
  -5.250  -0.2733   0.03418   0.02433  -0.0843   0.9295   0.0684
  -5.000  -0.2409   0.03264   0.02260  -0.0855   0.9203   0.0743
  -4.750  -0.2105   0.03136   0.02118  -0.0862   0.9103   0.0806
  -4.500  -0.1744   0.03000   0.01972  -0.0879   0.9029   0.0902
  -4.250  -0.1445   0.02888   0.01857  -0.0887   0.8923   0.1068
  -4.000  -0.1130   0.02768   0.01741  -0.0900   0.8825   0.1355
  -3.750  -0.0754   0.02627   0.01631  -0.0928   0.8752   0.2009
  -3.250  -0.0129   0.02461   0.01558  -0.0949   0.8562   0.4037
  -3.000   0.0189   0.02453   0.01551  -0.0950   0.8469   0.4824
  -2.750   0.0471   0.02455   0.01546  -0.0945   0.8367   0.5340
  -2.500   0.0828   0.02443   0.01521  -0.0950   0.8298   0.5783
  -2.250   0.1081   0.02444   0.01513  -0.0940   0.8187   0.6106
  -2.000   0.1378   0.02434   0.01491  -0.0936   0.8099   0.6410
  -1.750   0.1679   0.02421   0.01465  -0.0934   0.8013   0.6691
  -1.500   0.1931   0.02417   0.01451  -0.0923   0.7911   0.6931
  -1.250   0.2266   0.02392   0.01413  -0.0926   0.7842   0.7175
  -1.000   0.2492   0.02393   0.01405  -0.0914   0.7734   0.7386
  -0.750   0.2785   0.02379   0.01380  -0.0912   0.7652   0.7610
  -0.500   0.3047   0.02368   0.01363  -0.0905   0.7563   0.7820
  -0.250   0.3293   0.02365   0.01352  -0.0897   0.7470   0.8044
   0.000   0.3592   0.02346   0.01325  -0.0895   0.7396   0.8276
   0.250   0.3819   0.02349   0.01326  -0.0885   0.7298   0.8538
   0.500   0.4176   0.02326   0.01295  -0.0895   0.7234   0.8845
   0.750   0.4516   0.02334   0.01301  -0.0911   0.7135   0.9268
   1.000   0.5041   0.02315   0.01266  -0.0961   0.7069   1.0000
   1.250   0.5292   0.02356   0.01293  -0.0967   0.6969   1.0000
   1.500   0.5628   0.02377   0.01296  -0.0983   0.6896   1.0000
   1.750   0.5906   0.02414   0.01321  -0.0990   0.6808   1.0000
   2.000   0.6207   0.02446   0.01341  -0.0998   0.6734   1.0000
   2.250   0.6483   0.02485   0.01371  -0.1002   0.6653   1.0000
   2.500   0.6765   0.02524   0.01402  -0.1006   0.6578   1.0000
   2.750   0.7031   0.02568   0.01440  -0.1008   0.6500   1.0000
   3.000   0.7309   0.02608   0.01475  -0.1011   0.6429   1.0000
   3.250   0.7555   0.02660   0.01525  -0.1009   0.6350   1.0000
   3.500   0.7842   0.02699   0.01561  -0.1013   0.6286   1.0000
   3.750   0.8055   0.02764   0.01627  -0.1006   0.6203   1.0000
   4.000   0.8370   0.02793   0.01655  -0.1013   0.6145   1.0000
   4.250   0.8533   0.02878   0.01746  -0.1000   0.6058   1.0000
   4.500   0.8874   0.02897   0.01763  -0.1009   0.6005   1.0000
   4.750   0.8993   0.03003   0.01878  -0.0991   0.5913   1.0000
   5.000   0.9319   0.03027   0.01905  -0.0998   0.5858   1.0000
   5.250   0.9435   0.03137   0.02025  -0.0979   0.5768   1.0000
   5.500   0.9745   0.03166   0.02058  -0.0983   0.5711   1.0000
   5.750   0.9856   0.03281   0.02184  -0.0964   0.5623   1.0000
   6.000   1.0154   0.03313   0.02225  -0.0966   0.5562   1.0000
   6.250   1.0255   0.03433   0.02357  -0.0946   0.5473   1.0000
   6.500   1.0550   0.03463   0.02395  -0.0947   0.5409   1.0000
   6.750   1.0627   0.03594   0.02540  -0.0924   0.5318   1.0000
   7.000   1.0945   0.03607   0.02564  -0.0927   0.5253   1.0000
   7.250   1.0974   0.03757   0.02729  -0.0899   0.5154   1.0000
   7.500   1.1361   0.03727   0.02709  -0.0908   0.5091   1.0000
   7.750   1.1325   0.03902   0.02900  -0.0872   0.4982   1.0000
   8.000   1.1533   0.03953   0.02966  -0.0862   0.4898   1.0000
   8.250   1.1721   0.04002   0.03029  -0.0848   0.4806   1.0000
   8.500   1.1691   0.04162   0.03202  -0.0813   0.4700   1.0000
   8.750   1.2046   0.04112   0.03166  -0.0814   0.4616   1.0000
   9.000   1.2063   0.04240   0.03309  -0.0784   0.4507   1.0000
   9.250   1.2020   0.04416   0.03502  -0.0751   0.4395   1.0000
   9.500   1.2196   0.04448   0.03548  -0.0735   0.4290   1.0000
   9.750   1.2540   0.04352   0.03467  -0.0731   0.4182   1.0000
  10.000   1.2407   0.04590   0.03720  -0.0695   0.4058   1.0000
  10.250   1.2359   0.04787   0.03931  -0.0669   0.3931   1.0000
  10.500   1.2371   0.04945   0.04102  -0.0648   0.3802   1.0000
  10.750   1.2417   0.05076   0.04247  -0.0629   0.3669   1.0000
  11.000   1.2464   0.05213   0.04399  -0.0613   0.3530   1.0000
  11.250   1.2492   0.05373   0.04572  -0.0597   0.3383   1.0000
  11.500   1.2510   0.05556   0.04766  -0.0584   0.3231   1.0000
  11.750   1.2521   0.05754   0.04975  -0.0571   0.3072   1.0000
  12.000   1.2547   0.05944   0.05174  -0.0560   0.2908   1.0000
  12.250   1.2595   0.06109   0.05343  -0.0550   0.2738   1.0000
  12.500   1.2662   0.06249   0.05480  -0.0538   0.2564   1.0000
  12.750   1.2623   0.06553   0.05789  -0.0533   0.2397   1.0000
  13.000   1.2602   0.06843   0.06083  -0.0528   0.2234   1.0000
  13.250   1.2579   0.07143   0.06382  -0.0525   0.2077   1.0000
  13.500   1.2556   0.07456   0.06693  -0.0523   0.1931   1.0000
  13.750   1.2530   0.07783   0.07019  -0.0522   0.1796   1.0000
  14.000   1.2503   0.08123   0.07357  -0.0523   0.1670   1.0000
  14.250   1.2485   0.08455   0.07685  -0.0524   0.1555   1.0000
  14.500   1.2456   0.08820   0.08053  -0.0529   0.1446   1.0000
  14.750   1.2406   0.09242   0.08486  -0.0537   0.1348   1.0000
  15.000   1.2386   0.09613   0.08859  -0.0543   0.1258   1.0000
  15.250   1.2385   0.09946   0.09190  -0.0548   0.1172   1.0000
  15.500   1.2323   0.10427   0.09691  -0.0562   0.1098   1.0000
  15.750   1.2345   0.10729   0.09988  -0.0567   0.1025   1.0000
  16.000   1.2269   0.11263   0.10549  -0.0587   0.0964   1.0000
  16.250   1.2295   0.11561   0.10838  -0.0594   0.0899   1.0000
  16.500   1.2193   0.12171   0.11479  -0.0620   0.0853   1.0000
  16.750   1.2215   0.12488   0.11793  -0.0630   0.0795   1.0000
  17.000   1.2122   0.13096   0.12422  -0.0659   0.0757   1.0000
  17.250   1.1987   0.13822   0.13173  -0.0698   0.0726   1.0000
  17.500   1.2074   0.13988   0.13329  -0.0702   0.0672   1.0000
  17.750   1.1920   0.14791   0.14154  -0.0747   0.0652   1.0000
  18.000   1.1671   0.15894   0.15282  -0.0815   0.0645   1.0000
  18.250   1.1331   0.17372   0.16771  -0.0906   0.0646   1.0000
<< Back to E210 (13.64%) (e210-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to E210 (13.64%) (e210-il)