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

EPPLER 420 AIRFOIL (e420-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 420 AIRFOIL (e420-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 20 at α=0.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e420-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-e420-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: EPPLER 420 AIRFOIL                              
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.250   0.1457   0.14032   0.13580  -0.1017   0.9106   0.0531
 -13.000   0.1583   0.13755   0.13301  -0.1047   0.9040   0.0540
 -12.750   0.1713   0.13508   0.13051  -0.1089   0.9008   0.0544
 -12.500   0.1941   0.13013   0.12553  -0.1130   0.8984   0.0550
 -12.250   0.2113   0.12630   0.12168  -0.1152   0.8892   0.0559
 -12.000   0.2341   0.12216   0.11749  -0.1198   0.8852   0.0572
 -11.750   0.2586   0.11787   0.11315  -0.1252   0.8823   0.0588
 -11.500   0.1330   0.13386   0.12908  -0.1067   0.9058   0.0553
 -11.250   0.1587   0.12940   0.12458  -0.1111   0.9007   0.0564
 -11.000   0.1819   0.12549   0.12063  -0.1154   0.8932   0.0578
 -10.750   0.2068   0.12161   0.11671  -0.1208   0.8862   0.0594
 -10.500   0.2342   0.11838   0.11340  -0.1290   0.8818   0.0606
 -10.250   0.2603   0.11402   0.10898  -0.1340   0.8714   0.0613
 -10.000   0.2988   0.10867   0.10353  -0.1407   0.8654   0.0628
  -9.750   0.3263   0.10506   0.09983  -0.1461   0.8536   0.0648
  -9.500   0.3585   0.10157   0.09619  -0.1541   0.8447   0.0670
  -9.000   0.4009   0.09567   0.09010  -0.1620   0.8191   0.0689
  -8.750   0.4263   0.09249   0.08677  -0.1656   0.8084   0.0711
  -8.500   0.4371   0.09082   0.08505  -0.1665   0.7959   0.0728
  -8.250   0.4497   0.08953   0.08364  -0.1698   0.7866   0.0750
  -8.000   0.4415   0.09042   0.08456  -0.1699   0.7750   0.0756
  -7.750   0.4716   0.08548   0.07948  -0.1713   0.7681   0.0768
  -7.500   0.4790   0.08378   0.07781  -0.1700   0.7588   0.0785
  -7.250   0.4895   0.08216   0.07613  -0.1705   0.7513   0.0807
  -7.000   0.4932   0.08135   0.07530  -0.1709   0.7443   0.0832
  -6.750   0.4798   0.08223   0.07627  -0.1694   0.7359   0.0841
  -6.500   0.5004   0.07857   0.07253  -0.1698   0.7302   0.0855
  -6.250   0.5133   0.07664   0.07057  -0.1694   0.7245   0.0871
  -6.000   0.5125   0.07583   0.06984  -0.1669   0.7174   0.0897
  -5.750   0.5077   0.07571   0.06974  -0.1657   0.7118   0.0928
  -5.500   0.5067   0.07568   0.06970  -0.1687   0.7074   0.0945
  -5.250   0.5158   0.07310   0.06717  -0.1643   0.7022   0.0964
  -5.000   0.5173   0.07214   0.06629  -0.1618   0.6966   0.0989
  -4.750   0.5224   0.07128   0.06543  -0.1621   0.6918   0.1027
  -4.500   0.5343   0.07072   0.06481  -0.1692   0.6878   0.1057
  -4.250   0.5369   0.06878   0.06293  -0.1643   0.6834   0.1070
  -4.000   0.5320   0.06809   0.06236  -0.1599   0.6778   0.1087
  -3.750   0.5382   0.06704   0.06134  -0.1590   0.6734   0.1119
  -3.500   0.5683   0.06595   0.06015  -0.1705   0.6696   0.1182
  -3.250   0.5807   0.06330   0.05747  -0.1670   0.6671   0.1201
  -3.000   0.5695   0.06337   0.05769  -0.1619   0.6625   0.1215
  -2.750   0.5542   0.06377   0.05824  -0.1566   0.6570   0.1229
  -2.250   0.6095   0.05980   0.05413  -0.1660   0.6498   0.1344
  -2.000   0.3134   0.08026   0.07558  -0.1087   0.6315   0.1116
  -1.750   0.2398   0.08866   0.08419  -0.1005   0.6220   0.1078
  -1.500   0.3476   0.07941   0.07467  -0.1178   0.6234   0.1195
  -1.250   0.0475   0.11723   0.11341  -0.0863   0.6859   0.0950
  -1.000   0.0501   0.11659   0.11280  -0.0842   0.6861   0.0966
  -0.750   0.0587   0.11634   0.11256  -0.0851   0.6861   0.0987
  -0.500  -0.0459   0.11965   0.11633  -0.0637   0.6611   0.0951
  -0.250  -0.0468   0.11815   0.11487  -0.0608   0.6542   0.0969
   0.000   0.7423   0.05363   0.04665  -0.1862   0.6086   0.1081
   0.250   0.8096   0.05075   0.04335  -0.1911   0.6082   0.1347
   0.500   0.8757   0.04848   0.04064  -0.1957   0.6077   0.1644
   0.750   0.9356   0.04677   0.03886  -0.1997   0.6070   0.1886
   1.000   0.4749   0.08945   0.08405  -0.1563   0.6030   0.0929
   1.250   0.5616   0.08537   0.07867  -0.1728   0.6024   0.0943
   1.500   0.5966   0.08642   0.07946  -0.1753   0.6044   0.1056
   1.750   0.6293   0.08793   0.08101  -0.1764   0.6057   0.1208
   2.000   0.6920   0.08368   0.07649  -0.1767   0.5861   0.1515
   2.250   0.7127   0.08583   0.07849  -0.1774   0.5865   0.1669
   4.000   0.6563   0.11088   0.10362  -0.1724   0.5939   0.2022
   4.250   0.6838   0.11245   0.10516  -0.1730   0.5906   0.2193
   4.500   0.7197   0.11442   0.10699  -0.1742   0.5885   0.2400
   4.750   0.7617   0.11698   0.10944  -0.1760   0.5872   0.2624
   5.000   0.7202   0.11813   0.11074  -0.1725   0.5735   0.2567
   5.250   0.7492   0.11991   0.11244  -0.1732   0.5705   0.2757
   5.500   0.7855   0.12219   0.11460  -0.1744   0.5686   0.2978
   5.750   0.8293   0.12518   0.11755  -0.1763   0.5674   0.3225
   6.000   0.6811   0.13147   0.12480  -0.1585   0.5309   0.2985
   6.250   0.7182   0.13474   0.12805  -0.1599   0.5295   0.3216
<< Back to EPPLER 420 AIRFOIL (e420-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 420 AIRFOIL (e420-il)