EPPLER 407 AIRFOIL (e407-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 407 AIRFOIL (e407-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 34.22 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e407-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e407-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 407 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.5188 0.10441 0.09835 -0.0365 1.0000 0.1535
-8.500 -0.5629 0.09517 0.08926 -0.0417 1.0000 0.1311
-8.250 -0.5867 0.08988 0.08401 -0.0422 1.0000 0.1226
-8.000 -0.6230 0.08560 0.07980 -0.0419 1.0000 0.1199
-7.750 -0.6717 0.07932 0.07336 -0.0452 1.0000 0.1162
-7.500 -0.6782 0.07440 0.06830 -0.0453 1.0000 0.1100
-7.250 -0.6894 0.06864 0.06224 -0.0465 1.0000 0.1048
-7.000 -0.6930 0.06252 0.05543 -0.0487 1.0000 0.0984
-6.750 -0.6829 0.05779 0.05039 -0.0491 1.0000 0.0959
-6.500 -0.6685 0.05304 0.04512 -0.0502 1.0000 0.0936
-6.250 -0.6491 0.04895 0.04049 -0.0512 1.0000 0.0940
-6.000 -0.6262 0.04556 0.03648 -0.0520 1.0000 0.0974
-5.750 -0.6002 0.04255 0.03278 -0.0525 1.0000 0.1006
-5.500 -0.5787 0.03979 0.03005 -0.0516 1.0000 0.1063
-5.250 -0.5551 0.03767 0.02761 -0.0508 1.0000 0.1169
-5.000 -0.5337 0.03590 0.02578 -0.0491 1.0000 0.1301
-4.750 -0.5144 0.03439 0.02445 -0.0470 1.0000 0.1524
-4.500 -0.4951 0.03279 0.02309 -0.0449 1.0000 0.1870
-4.250 -0.4680 0.02870 0.02102 -0.0464 1.0000 0.3514
-4.000 -0.4800 0.03218 0.02573 -0.0317 1.0000 0.5802
-3.750 -0.4822 0.03496 0.02833 -0.0213 1.0000 0.6335
-3.500 -0.4868 0.03691 0.03017 -0.0108 1.0000 0.6666
-3.250 -0.4890 0.03821 0.03135 -0.0015 1.0000 0.6990
-3.000 -0.4888 0.03896 0.03191 0.0064 1.0000 0.7320
-2.750 -0.4880 0.03928 0.03208 0.0138 1.0000 0.7626
-2.500 -0.4862 0.03927 0.03192 0.0208 1.0000 0.7916
-2.250 -0.4816 0.03899 0.03147 0.0264 1.0000 0.8196
-2.000 -0.4730 0.03856 0.03086 0.0312 1.0000 0.8455
-1.750 -0.4581 0.03807 0.03017 0.0342 1.0000 0.8701
-1.500 -0.4400 0.03757 0.02945 0.0358 1.0000 0.8923
-1.250 -0.4070 0.03731 0.02889 0.0344 1.0000 0.9127
-1.000 -0.3753 0.03706 0.02839 0.0324 1.0000 0.9293
-0.750 -0.3354 0.03699 0.02808 0.0285 1.0000 0.9424
-0.500 -0.2909 0.03705 0.02791 0.0234 1.0000 0.9522
-0.250 -0.2569 0.03704 0.02769 0.0199 1.0000 0.9603
0.000 -0.2212 0.03712 0.02761 0.0161 1.0000 0.9674
0.250 -0.1881 0.03722 0.02758 0.0127 1.0000 0.9738
0.500 -0.1569 0.03737 0.02760 0.0095 1.0000 0.9800
0.750 -0.1261 0.03757 0.02771 0.0063 1.0000 0.9858
1.000 -0.0971 0.03780 0.02787 0.0034 1.0000 0.9922
1.250 -0.0709 0.03811 0.02811 0.0009 1.0000 0.9993
1.500 -0.0678 0.03788 0.02787 0.0027 1.0000 1.0000
1.750 -0.0671 0.03757 0.02756 0.0049 1.0000 1.0000
2.000 -0.0663 0.03725 0.02725 0.0070 1.0000 1.0000
2.250 -0.0649 0.03695 0.02695 0.0089 1.0000 1.0000
2.500 -0.0608 0.03677 0.02678 0.0102 1.0000 1.0000
2.750 -0.0510 0.03688 0.02689 0.0105 1.0000 1.0000
3.000 -0.0359 0.03730 0.02729 0.0097 1.0000 1.0000
3.250 -0.0171 0.03797 0.02796 0.0082 1.0000 1.0000
3.500 0.0039 0.03885 0.02885 0.0062 1.0000 1.0000
3.750 0.0264 0.03990 0.02992 0.0038 1.0000 1.0000
4.000 0.0495 0.04110 0.03115 0.0013 1.0000 1.0000
4.250 0.0865 0.04336 0.03344 -0.0039 0.9946 1.0000
4.500 0.1506 0.04720 0.03731 -0.0139 0.9697 1.0000
4.750 0.2589 0.04918 0.03936 -0.0275 0.8821 1.0000
5.000 0.3071 0.05038 0.04066 -0.0326 0.8581 1.0000
5.250 0.3533 0.05144 0.04183 -0.0373 0.8365 1.0000
5.500 0.3926 0.05234 0.04284 -0.0409 0.8154 1.0000
5.750 0.4388 0.05318 0.04385 -0.0451 0.7951 1.0000
6.000 0.4803 0.05391 0.04473 -0.0486 0.7748 1.0000
6.250 0.5239 0.05445 0.04545 -0.0520 0.7539 1.0000
6.500 0.5722 0.05469 0.04592 -0.0556 0.7340 1.0000
6.750 0.6115 0.05489 0.04633 -0.0579 0.7119 1.0000
7.000 0.6640 0.05434 0.04606 -0.0609 0.6914 1.0000
7.250 0.7068 0.05387 0.04585 -0.0627 0.6685 1.0000
7.500 0.7572 0.05258 0.04486 -0.0644 0.6458 1.0000
7.750 0.8268 0.04907 0.04180 -0.0663 0.6241 1.0000
8.000 0.8979 0.04427 0.03743 -0.0669 0.5999 1.0000
8.250 1.0223 0.03480 0.02850 -0.0701 0.5579 1.0000
8.500 1.0853 0.03206 0.02561 -0.0708 0.4858 1.0000
8.750 1.1122 0.03250 0.02563 -0.0692 0.4159 1.0000
9.000 1.1251 0.03399 0.02671 -0.0668 0.3551 1.0000
9.250 1.1375 0.03589 0.02816 -0.0646 0.2995 1.0000
9.500 1.1495 0.03808 0.03009 -0.0628 0.2517 1.0000
9.750 1.1672 0.04055 0.03227 -0.0618 0.2101 1.0000
10.000 1.1989 0.04356 0.03492 -0.0627 0.1732 1.0000
10.250 1.2208 0.04638 0.03773 -0.0624 0.1489 1.0000
10.500 1.2523 0.05017 0.04165 -0.0633 0.1304 1.0000
10.750 1.2751 0.05379 0.04545 -0.0633 0.1175 1.0000
11.000 1.2872 0.05760 0.04972 -0.0617 0.1106 1.0000
11.250 1.2981 0.06161 0.05396 -0.0605 0.1039 1.0000
11.500 1.2874 0.06502 0.05785 -0.0567 0.1009 1.0000
11.750 1.2803 0.06878 0.06197 -0.0538 0.0982 1.0000
12.000 1.2712 0.07297 0.06655 -0.0511 0.0968 1.0000
12.250 1.2543 0.07734 0.07125 -0.0484 0.0964 1.0000
12.500 1.2262 0.08210 0.07633 -0.0457 0.0972 1.0000
12.750 1.1934 0.08754 0.08211 -0.0442 0.0985 1.0000
13.000 1.1597 0.09372 0.08856 -0.0441 0.1000 1.0000
13.250 1.1270 0.10067 0.09572 -0.0455 0.1016 1.0000
13.500 1.0960 0.10842 0.10363 -0.0483 0.1033 1.0000
13.750 1.0712 0.11666 0.11195 -0.0521 0.1048 1.0000
14.000 1.0536 0.12503 0.12037 -0.0561 0.1059 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 407 AIRFOIL (e407-il)