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

Polar data table (+)

Polar graphs


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