EPPLER 420 AIRFOIL (e420-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 420 AIRFOIL (e420-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 13.34 at α=0.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e420-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-e420-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 0.1094 0.13857 0.13171 -0.0979 0.8693 0.0726
-11.000 0.1295 0.13523 0.12831 -0.1023 0.8632 0.0742
-10.750 0.1423 0.13298 0.12603 -0.1054 0.8527 0.0751
-10.500 0.1610 0.13043 0.12341 -0.1107 0.8466 0.0756
-10.250 0.1845 0.12537 0.11832 -0.1128 0.8369 0.0771
-10.000 0.2094 0.12153 0.11440 -0.1169 0.8298 0.0793
-9.750 0.2260 0.11892 0.11171 -0.1201 0.8205 0.0824
-9.500 0.2395 0.11715 0.10988 -0.1239 0.8114 0.0838
-9.250 0.2556 0.11421 0.10688 -0.1268 0.8028 0.0849
-9.000 0.2758 0.11054 0.10314 -0.1285 0.7935 0.0866
-8.750 0.2964 0.10748 0.09996 -0.1315 0.7863 0.0897
-8.500 0.3033 0.10599 0.09846 -0.1320 0.7756 0.0915
-8.250 0.3152 0.10440 0.09679 -0.1350 0.7682 0.0933
-8.000 0.3135 0.10408 0.09649 -0.1349 0.7579 0.0939
-7.750 0.3236 0.10210 0.09448 -0.1364 0.7505 0.0944
-7.500 0.3457 0.09792 0.09022 -0.1371 0.7441 0.0961
-7.250 0.3521 0.09621 0.08853 -0.1364 0.7358 0.0976
-7.000 0.3644 0.09415 0.08641 -0.1375 0.7296 0.0998
-6.750 0.3682 0.09293 0.08520 -0.1371 0.7228 0.1016
-6.500 0.3636 0.09247 0.08480 -0.1355 0.7149 0.1033
-6.250 0.3638 0.09175 0.08406 -0.1355 0.7091 0.1043
-6.000 0.3550 0.09172 0.08409 -0.1337 0.7023 0.1048
-5.750 0.3469 0.09155 0.08400 -0.1319 0.6950 0.1050
-5.250 0.3736 0.08637 0.07875 -0.1337 0.6866 0.1060
-5.000 0.3569 0.08655 0.07908 -0.1286 0.6789 0.1062
-4.750 0.3562 0.08544 0.07802 -0.1270 0.6733 0.1064
-4.500 0.3665 0.08350 0.07604 -0.1281 0.6692 0.1065
-3.500 0.3674 0.07632 0.06887 -0.1277 0.6486 0.0676
-3.250 0.3969 0.07315 0.06559 -0.1324 0.6462 0.0673
-3.000 0.3137 0.07856 0.07140 -0.1144 0.6343 0.0669
-2.750 0.3317 0.07630 0.06909 -0.1171 0.6307 0.0664
-2.500 0.3667 0.07285 0.06552 -0.1232 0.6282 0.0659
-2.250 0.3076 0.07736 0.07030 -0.1123 0.6171 0.0659
-2.000 0.3257 0.07564 0.06853 -0.1155 0.6127 0.0652
-1.750 0.3684 0.07198 0.06471 -0.1234 0.6102 0.0638
-1.500 0.4289 0.06732 0.05980 -0.1345 0.6086 0.0640
-1.250 0.3870 0.07186 0.06455 -0.1287 0.5980 0.0632
-1.000 0.4390 0.06877 0.06122 -0.1387 0.5943 0.0663
-0.750 0.5066 0.06465 0.05676 -0.1499 0.5923 0.0705
-0.250 0.6694 0.05559 0.04629 -0.1751 0.5901 0.0951
0.000 0.7084 0.05482 0.04526 -0.1775 0.5884 0.1081
0.250 0.7351 0.05510 0.04528 -0.1787 0.5855 0.1208
1.250 0.7872 0.06110 0.05066 -0.1776 0.5675 0.1649
1.750 0.7514 0.06991 0.05969 -0.1733 0.5517 0.1684
2.000 0.7815 0.07025 0.05978 -0.1741 0.5498 0.1854
2.250 0.8132 0.07046 0.05972 -0.1747 0.5483 0.2034
2.750 0.7867 0.07862 0.06801 -0.1715 0.5342 0.2098
3.000 0.8109 0.07947 0.06865 -0.1716 0.5319 0.2259
3.250 0.8376 0.08009 0.06904 -0.1717 0.5301 0.2430
3.750 0.8233 0.08734 0.07634 -0.1694 0.5178 0.2551
4.000 0.8409 0.08876 0.07767 -0.1691 0.5148 0.2691
4.250 0.8637 0.08972 0.07850 -0.1690 0.5126 0.2857
4.500 0.8909 0.09027 0.07892 -0.1689 0.5108 0.3048
4.750 0.8644 0.09578 0.08456 -0.1675 0.5022 0.3047
5.000 0.8759 0.09785 0.08656 -0.1671 0.4984 0.3191
5.250 0.8952 0.09915 0.08782 -0.1669 0.4956 0.3374
5.500 0.9199 0.09992 0.08857 -0.1668 0.4934 0.3589
6.000 0.9157 0.10662 0.09541 -0.1657 0.4821 0.3828
6.250 0.9322 0.10824 0.09708 -0.1656 0.4787 0.4089
6.500 0.9558 0.10917 0.09815 -0.1656 0.4760 0.4502
6.750 0.9796 0.10881 0.09845 -0.1650 0.4740 1.0000
7.000 0.9552 0.11436 0.10412 -0.1645 0.4653 1.0000
7.250 0.9696 0.11633 0.10592 -0.1643 0.4613 1.0000
7.500 0.9919 0.11753 0.10692 -0.1641 0.4583 1.0000
7.750 1.0180 0.11835 0.10756 -0.1638 0.4563 1.0000
8.000 0.9960 0.12367 0.11300 -0.1636 0.4474 1.0000
8.250 1.0110 0.12545 0.11470 -0.1634 0.4433 1.0000
8.500 1.0334 0.12654 0.11567 -0.1631 0.4405 1.0000
9.000 1.0362 0.13266 0.12181 -0.1630 0.4287 1.0000
9.250 1.0546 0.13406 0.12316 -0.1627 0.4251 1.0000
9.500 1.0788 0.13492 0.12394 -0.1624 0.4226 1.0000
9.750 1.0653 0.13933 0.12844 -0.1627 0.4143 1.0000
10.000 1.0795 0.14109 0.13017 -0.1626 0.4098 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 420 AIRFOIL (e420-il)