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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 420 AIRFOIL (e420-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 5.34 at α=8.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e420-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-e420-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -16.250  -0.1685   0.20062   0.19348  -0.0432   1.0000   0.0740
 -16.000  -0.1680   0.19978   0.19273  -0.0431   1.0000   0.0748
 -15.750  -0.1696   0.19960   0.19266  -0.0428   1.0000   0.0753
 -15.250  -0.1716   0.19684   0.19013  -0.0410   1.0000   0.0761
 -15.000  -0.1722   0.19475   0.18815  -0.0392   1.0000   0.0768
 -14.750  -0.1768   0.19385   0.18737  -0.0371   1.0000   0.0776
 -14.500  -0.1847   0.19368   0.18734  -0.0347   1.0000   0.0783
 -14.250  -0.1950   0.19398   0.18778  -0.0321   1.0000   0.0790
 -14.000  -0.2065   0.19452   0.18845  -0.0295   1.0000   0.0796
 -13.750  -0.2180   0.19511   0.18916  -0.0271   1.0000   0.0803
 -13.500  -0.2286   0.19558   0.18975  -0.0250   1.0000   0.0810
 -13.250  -0.2162   0.19367   0.18786  -0.0289   0.9954   0.0825
 -13.000  -0.1933   0.19151   0.18567  -0.0363   0.9872   0.0838
 -12.750  -0.1769   0.19095   0.18511  -0.0433   0.9786   0.0843
 -12.500  -0.1430   0.18264   0.17676  -0.0478   0.9712   0.0859
 -12.250  -0.1172   0.17842   0.17251  -0.0531   0.9636   0.0880
 -12.000  -0.0980   0.17518   0.16926  -0.0575   0.9543   0.0899
 -11.750  -0.0814   0.17250   0.16657  -0.0618   0.9451   0.0920
 -11.500  -0.0674   0.17105   0.16511  -0.0665   0.9369   0.0935
 -11.250  -0.0584   0.17110   0.16515  -0.0714   0.9288   0.0941
 -11.000  -0.0357   0.16451   0.15856  -0.0732   0.9199   0.0953
 -10.750  -0.0081   0.15960   0.15361  -0.0777   0.9144   0.0977
 -10.500  -0.0003   0.15759   0.15162  -0.0787   0.9040   0.0996
 -10.250   0.0222   0.15440   0.14839  -0.0838   0.8989   0.1024
 -10.000   0.0196   0.15427   0.14830  -0.0836   0.8877   0.1038
  -9.750   0.0282   0.15456   0.14857  -0.0886   0.8824   0.1050
  -9.500   0.0120   0.15653   0.15061  -0.0863   0.8709   0.1052
  -9.250   0.0545   0.14670   0.14073  -0.0895   0.8669   0.1079
  -9.000   0.0546   0.14573   0.13979  -0.0883   0.8584   0.1095
  -8.750   0.0601   0.14425   0.13832  -0.0887   0.8510   0.1124
  -8.500   0.0759   0.14236   0.13641  -0.0926   0.8468   0.1157
  -8.250   0.0473   0.14498   0.13913  -0.0865   0.8359   0.1160
  -8.000   0.0402   0.14630   0.14048  -0.0869   0.8303   0.1171
  -7.750   0.0287   0.14866   0.14287  -0.0875   0.8259   0.1176
  -7.500  -0.0087   0.15156   0.14591  -0.0791   0.8178   0.1175
  -7.250   0.0220   0.14391   0.13825  -0.0798   0.8131   0.1201
  -7.000   0.0395   0.14087   0.13518  -0.0814   0.8092   0.1237
  -6.750   0.0251   0.14172   0.13609  -0.0782   0.8048   0.1251
  -6.500  -0.0085   0.14448   0.13898  -0.0716   0.8016   0.1251
  -6.250  -0.2485   0.16814   0.16346  -0.0293   0.9370   0.1111
  -6.000  -0.2704   0.16814   0.16354  -0.0248   0.9474   0.1118
  -5.750  -0.2774   0.16741   0.16285  -0.0238   0.9470   0.1136
  -5.500  -0.2850   0.16718   0.16265  -0.0235   0.9440   0.1156
  -5.250  -0.2956   0.16824   0.16374  -0.0241   0.9407   0.1168
  -5.000  -0.3154   0.16887   0.16441  -0.0221   0.9384   0.1172
  -4.750  -0.3289   0.16966   0.16523  -0.0236   0.9327   0.1176
  -4.500  -0.3034   0.16259   0.15818  -0.0216   0.9293   0.1199
  -4.250  -0.2997   0.16069   0.15629  -0.0210   0.9262   0.1222
  -4.000  -0.3037   0.15896   0.15458  -0.0199   0.9192   0.1247
  -3.750  -0.2971   0.15815   0.15377  -0.0225   0.9140   0.1282
  -3.500  -0.3067   0.15738   0.15302  -0.0228   0.9082   0.1300
  -3.250  -0.2967   0.15800   0.15364  -0.0324   0.9006   0.1319
  -3.000  -0.2877   0.15351   0.14916  -0.0280   0.8979   0.1337
  -2.750  -0.2947   0.15071   0.14640  -0.0248   0.8911   0.1354
  -2.500  -0.2828   0.14867   0.14435  -0.0262   0.8847   0.1390
  -2.250  -0.2686   0.14776   0.14341  -0.0308   0.8807   0.1440
  -2.000  -0.2455   0.14755   0.14315  -0.0438   0.8706   0.1474
  -1.750  -0.2415   0.14349   0.13912  -0.0392   0.8660   0.1490
  -1.500  -0.2373   0.14128   0.13692  -0.0374   0.8627   0.1517
  -1.250  -0.2352   0.13877   0.13442  -0.0367   0.8543   0.1550
  -1.000  -0.1721   0.13911   0.13460  -0.0569   0.8478   0.1648
  -0.750  -0.1726   0.13611   0.13164  -0.0528   0.8446   0.1664
  -0.500  -0.1764   0.13303   0.12860  -0.0496   0.8355   0.1686
  -0.250  -0.1174   0.13339   0.12878  -0.0643   0.8293   0.1819
   0.000  -0.0935   0.13128   0.12666  -0.0669   0.8266   0.1852
   0.250  -0.1052   0.12795   0.12340  -0.0629   0.8182   0.1869
   0.500  -0.0804   0.12648   0.12189  -0.0657   0.8117   0.1951
   0.750  -0.0295   0.12603   0.12133  -0.0756   0.8079   0.2073
   1.000  -0.0312   0.12382   0.11915  -0.0739   0.8002   0.2123
   1.250   0.0118   0.12286   0.11810  -0.0823   0.7930   0.2260
   1.500   0.0652   0.12305   0.11816  -0.0920   0.7890   0.2437
   1.750   0.0727   0.12170   0.11683  -0.0910   0.7849   0.2501
   2.000   0.1047   0.12059   0.11565  -0.0969   0.7751   0.2643
   2.250   0.1462   0.12043   0.11541  -0.1025   0.7702   0.2850
   2.500   0.0786   0.12238   0.11793  -0.0834   0.7324   0.2819
   2.750   0.1106   0.12231   0.11784  -0.0863   0.7285   0.3043
   3.000   0.1217   0.12185   0.11737  -0.0878   0.7227   0.3219
   3.250   0.1537   0.12235   0.11779  -0.0930   0.7139   0.3560
   3.500   0.3773   0.12110   0.11501  -0.1424   0.7392   0.2664
   3.750   0.3795   0.12161   0.11575  -0.1382   0.7329   0.3595
   4.000   0.5085   0.12404   0.11679  -0.1621   0.7289   0.2498
   4.250   0.5447   0.12680   0.11923  -0.1658   0.7259   0.2688
   4.500   0.5494   0.12599   0.11820  -0.1654   0.7143   0.2787
   4.750   0.5868   0.12846   0.12043  -0.1686   0.7095   0.3014
   5.000   0.6300   0.13269   0.12440  -0.1722   0.7069   0.3287
   5.250   0.6169   0.13131   0.12299  -0.1699   0.6962   0.3337
   5.500   0.6488   0.13381   0.12524  -0.1720   0.6902   0.3575
   5.750   0.6875   0.13796   0.12911  -0.1745   0.6870   0.3864
   6.000   0.6761   0.13729   0.12838  -0.1725   0.6779   0.3931
   6.250   0.6995   0.13937   0.13032  -0.1733   0.6711   0.4166
   6.500   0.7344   0.14326   0.13402  -0.1751   0.6673   0.4500
   6.750   0.7273   0.14335   0.13416  -0.1736   0.6596   0.4608
   7.000   0.7461   0.14525   0.13602  -0.1740   0.6521   0.4907
   7.250   0.7770   0.14870   0.13960  -0.1754   0.6479   0.5404
   7.500   0.7816   0.15032   0.14145  -0.1752   0.6428   0.5835
   7.750   0.7889   0.15018   0.14178  -0.1745   0.6330   1.0000
   8.000   0.8200   0.15412   0.14529  -0.1762   0.6283   1.0000
   8.250   0.8339   0.15738   0.14831  -0.1766   0.6246   1.0000
   8.500   0.8333   0.15734   0.14819  -0.1759   0.6139   1.0000
   8.750   0.8600   0.16102   0.15164  -0.1768   0.6087   1.0000
   9.000   0.8890   0.16665   0.15707  -0.1781   0.6060   1.0000
   9.250   0.8713   0.16431   0.15478  -0.1766   0.5951   1.0000
   9.500   0.8958   0.16778   0.15812  -0.1773   0.5894   1.0000
   9.750   0.9316   0.17462   0.16482  -0.1789   0.5866   1.0000
  10.000   0.9076   0.17132   0.16159  -0.1775   0.5765   1.0000
  10.250   0.9297   0.17456   0.16475  -0.1781   0.5704   1.0000
  10.750   0.9429   0.17837   0.16852  -0.1786   0.5580   1.0000
  11.000   0.9626   0.18140   0.17152  -0.1792   0.5516   1.0000
  11.250   0.9955   0.18793   0.17799  -0.1804   0.5482   1.0000
  11.500   0.9771   0.18547   0.17559  -0.1801   0.5396   1.0000
  11.750   0.9948   0.18831   0.17841  -0.1806   0.5330   1.0000
  12.000   1.0256   0.19458   0.18465  -0.1816   0.5294   1.0000
  12.250   1.0102   0.19266   0.18278  -0.1818   0.5216   1.0000
  12.500   1.0263   0.19531   0.18544  -0.1823   0.5146   1.0000
  12.750   1.0551   0.20131   0.19143  -0.1831   0.5108   1.0000
  13.000   1.0425   0.19997   0.19014  -0.1837   0.5041   1.0000
  13.250   1.0566   0.20234   0.19253  -0.1843   0.4966   1.0000
  13.500   1.0839   0.20812   0.19833  -0.1850   0.4926   1.0000
  13.750   1.0742   0.20742   0.19766  -0.1860   0.4870   1.0000
  14.000   1.0856   0.20942   0.19972  -0.1866   0.4790   1.0000
  14.250   1.1118   0.21500   0.20532  -0.1872   0.4746   1.0000
  14.500   1.1052   0.21496   0.20532  -0.1885   0.4699   1.0000
  14.750   1.1140   0.21658   0.20698  -0.1892   0.4618   1.0000
  15.000   1.1387   0.22190   0.21234  -0.1898   0.4570   1.0000
  15.250   1.1350   0.22250   0.21298  -0.1912   0.4529   1.0000
  15.500   1.1417   0.22382   0.21438  -0.1922   0.4448   1.0000
  15.750   1.1651   0.22894   0.21956  -0.1926   0.4398   1.0000
  16.000   1.1630   0.22985   0.22051  -0.1942   0.4358   1.0000
  16.250   1.1689   0.23111   0.22183  -0.1953   0.4279   1.0000
  16.500   1.1914   0.23622   0.22701  -0.1958   0.4229   1.0000
  16.750   1.1889   0.23699   0.22784  -0.1975   0.4187   1.0000
  17.000   1.1958   0.23847   0.22938  -0.1987   0.4110   1.0000
  17.250   1.2186   0.24402   0.23502  -0.1991   0.4062   1.0000
  17.500   1.2134   0.24397   0.23500  -0.2011   0.4016   1.0000
  17.750   1.2222   0.24589   0.23699  -0.2023   0.3942   1.0000
  18.000   1.2464   0.25241   0.24362  -0.2025   0.3899   1.0000
  18.250   1.2371   0.25096   0.24221  -0.2050   0.3846   1.0000
  18.500   1.2484   0.25344   0.24476  -0.2060   0.3775   1.0000
  18.750   1.2735   0.26119   0.25261  -0.2062   0.3737   1.0000
  19.000   1.2607   0.25807   0.24953  -0.2091   0.3675   1.0000
  19.250   1.2746   0.26122   0.25278  -0.2099   0.3610   1.0000
<< Back to EPPLER 420 AIRFOIL (e420-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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