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

E214 (11.1%) (e214-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: E214 (11.1%) (e214-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 37.92 at α=9°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e214-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-e214-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: E214  (11.1%)                                   
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.250  -0.3478   0.11088   0.10441  -0.0280   1.0000   0.2309
  -8.000  -0.3414   0.10755   0.10111  -0.0263   1.0000   0.2400
  -7.750  -0.3642   0.10751   0.10123  -0.0249   1.0000   0.2469
  -7.500  -0.3529   0.10383   0.09758  -0.0228   1.0000   0.2594
  -7.250  -0.3545   0.10130   0.09514  -0.0208   1.0000   0.2682
  -7.000  -0.3801   0.10140   0.09541  -0.0181   1.0000   0.2767
  -6.750  -0.3696   0.09789   0.09194  -0.0159   1.0000   0.2889
  -6.500  -0.3753   0.09574   0.08988  -0.0134   1.0000   0.2978
  -6.250  -0.4067   0.09611   0.09043  -0.0095   1.0000   0.3065
  -6.000  -0.3994   0.09297   0.08734  -0.0069   1.0000   0.3192
  -5.750  -0.4020   0.09067   0.08512  -0.0041   1.0000   0.3303
  -5.500  -0.4109   0.08885   0.08340  -0.0014   1.0000   0.3428
  -5.250  -0.4180   0.08696   0.08161   0.0012   1.0000   0.3571
  -5.000  -0.4225   0.08496   0.07969   0.0040   1.0000   0.3726
  -4.750  -0.4258   0.08296   0.07775   0.0068   1.0000   0.3895
  -4.250  -0.3511   0.05114   0.04409  -0.0594   1.0000   0.1446
  -4.000  -0.3157   0.04556   0.03783  -0.0641   1.0000   0.1306
  -3.750  -0.2834   0.04214   0.03375  -0.0670   1.0000   0.1289
  -3.500  -0.2531   0.03932   0.03038  -0.0690   1.0000   0.1289
  -3.250  -0.2238   0.03687   0.02746  -0.0702   1.0000   0.1289
  -3.000  -0.1956   0.03482   0.02498  -0.0709   1.0000   0.1303
  -2.750  -0.1714   0.03334   0.02341  -0.0710   1.0000   0.1355
  -2.500  -0.1459   0.03224   0.02200  -0.0711   1.0000   0.1458
  -2.250  -0.1227   0.03132   0.02094  -0.0706   1.0000   0.1580
  -2.000  -0.0996   0.03031   0.02005  -0.0700   1.0000   0.1781
  -1.750  -0.0719   0.02918   0.01921  -0.0704   1.0000   0.2386
  -1.500  -0.0506   0.02728   0.01977  -0.0671   1.0000   0.6523
  -1.250  -0.0550   0.02737   0.02016  -0.0591   1.0000   0.7718
  -1.000  -0.0619   0.02710   0.02007  -0.0513   1.0000   0.8648
  -0.750  -0.0520   0.02649   0.01940  -0.0498   1.0000   1.0000
  -0.500  -0.0188   0.02723   0.01960  -0.0535   1.0000   1.0000
  -0.250   0.0097   0.02802   0.01996  -0.0560   1.0000   1.0000
   0.000   0.0511   0.02933   0.02083  -0.0607   0.9938   1.0000
   0.250   0.0995   0.03077   0.02186  -0.0664   0.9810   1.0000
   0.500   0.1435   0.03205   0.02280  -0.0711   0.9688   1.0000
   0.750   0.1851   0.03325   0.02373  -0.0753   0.9566   1.0000
   1.000   0.2262   0.03443   0.02465  -0.0792   0.9448   1.0000
   1.250   0.2639   0.03549   0.02552  -0.0824   0.9328   1.0000
   1.500   0.2965   0.03645   0.02633  -0.0846   0.9204   1.0000
   1.750   0.3286   0.03744   0.02718  -0.0868   0.9081   1.0000
   2.000   0.3606   0.03845   0.02807  -0.0888   0.8960   1.0000
   2.250   0.3934   0.03947   0.02900  -0.0909   0.8838   1.0000
   2.500   0.4278   0.04049   0.02996  -0.0931   0.8720   1.0000
   2.750   0.4656   0.04149   0.03089  -0.0957   0.8602   1.0000
   3.000   0.4948   0.04245   0.03182  -0.0970   0.8478   1.0000
   3.250   0.5207   0.04345   0.03282  -0.0978   0.8349   1.0000
   3.500   0.5473   0.04448   0.03384  -0.0987   0.8221   1.0000
   3.750   0.5744   0.04552   0.03489  -0.0995   0.8093   1.0000
   4.000   0.6024   0.04654   0.03594  -0.1004   0.7963   1.0000
   4.250   0.6310   0.04756   0.03702  -0.1014   0.7834   1.0000
   4.500   0.6608   0.04851   0.03802  -0.1023   0.7704   1.0000
   4.750   0.6914   0.04941   0.03899  -0.1032   0.7571   1.0000
   5.000   0.7238   0.05021   0.03990  -0.1042   0.7439   1.0000
   5.250   0.7565   0.05090   0.04069  -0.1050   0.7302   1.0000
   5.500   0.7888   0.05153   0.04145  -0.1056   0.7163   1.0000
   5.750   0.8176   0.05224   0.04228  -0.1057   0.7016   1.0000
   6.000   0.8400   0.05322   0.04342  -0.1053   0.6860   1.0000
   6.250   0.8587   0.05439   0.04471  -0.1044   0.6696   1.0000
   6.500   0.8804   0.05536   0.04582  -0.1037   0.6530   1.0000
   6.750   0.9063   0.05599   0.04662  -0.1031   0.6362   1.0000
   7.000   0.9390   0.05600   0.04686  -0.1026   0.6194   1.0000
   7.250   0.9836   0.05477   0.04590  -0.1023   0.6028   1.0000
   7.500   1.0553   0.05062   0.04216  -0.1024   0.5868   1.0000
   7.750   1.1399   0.04549   0.03747  -0.1037   0.5662   1.0000
   8.000   1.2267   0.04020   0.03259  -0.1057   0.5371   1.0000
   8.250   1.2718   0.03797   0.03052  -0.1046   0.5034   1.0000
   8.500   1.3120   0.03608   0.02863  -0.1031   0.4639   1.0000
   8.750   1.3359   0.03538   0.02785  -0.1001   0.4220   1.0000
   9.000   1.3493   0.03558   0.02784  -0.0964   0.3793   1.0000
   9.250   1.3540   0.03650   0.02858  -0.0921   0.3385   1.0000
   9.500   1.3573   0.03791   0.02978  -0.0879   0.3000   1.0000
   9.750   1.3646   0.03957   0.03107  -0.0845   0.2630   1.0000
  10.000   1.3682   0.04163   0.03298  -0.0810   0.2322   1.0000
  10.250   1.3767   0.04396   0.03514  -0.0783   0.2041   1.0000
  10.500   1.3902   0.04657   0.03757  -0.0764   0.1781   1.0000
  10.750   1.3952   0.04930   0.04046  -0.0735   0.1597   1.0000
  11.000   1.4057   0.05225   0.04343  -0.0715   0.1423   1.0000
  11.250   1.4222   0.05549   0.04654  -0.0704   0.1254   1.0000
  11.500   1.4158   0.05878   0.05028  -0.0666   0.1183   1.0000
  11.750   1.4216   0.06229   0.05388  -0.0647   0.1087   1.0000
  12.000   1.4104   0.06573   0.05773  -0.0611   0.1044   1.0000
  12.250   1.4191   0.06976   0.06177  -0.0599   0.0969   1.0000
  12.500   1.3986   0.07357   0.06600  -0.0565   0.0957   1.0000
  12.750   1.3770   0.07783   0.07063  -0.0540   0.0948   1.0000
  13.000   1.3540   0.08259   0.07573  -0.0523   0.0944   1.0000
  13.250   1.3290   0.08792   0.08136  -0.0517   0.0945   1.0000
  13.500   1.3028   0.09387   0.08757  -0.0521   0.0951   1.0000
  13.750   1.2762   0.10047   0.09440  -0.0535   0.0959   1.0000
  14.000   1.2506   0.10767   0.10177  -0.0560   0.0968   1.0000
  14.250   1.2269   0.11539   0.10962  -0.0592   0.0976   1.0000
<< Back to E214 (11.1%) (e214-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to E214 (11.1%) (e214-il)