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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 420 AIRFOIL (e420-il)