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

EPPLER 421 AIRFOIL (e421-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 421 AIRFOIL (e421-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 5.28 at α=8.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e421-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-e421-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: EPPLER 421 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -15.250  -0.1748   0.18528   0.17792  -0.0432   1.0000   0.0897
 -15.000  -0.1734   0.18469   0.17740  -0.0440   1.0000   0.0907
 -14.750  -0.1750   0.18505   0.17785  -0.0448   1.0000   0.0912
 -14.500  -0.1706   0.18230   0.17521  -0.0450   1.0000   0.0918
 -14.250  -0.1585   0.17693   0.16990  -0.0443   1.0000   0.0931
 -14.000  -0.1522   0.17414   0.16718  -0.0439   1.0000   0.0948
 -13.750  -0.1481   0.17204   0.16517  -0.0436   1.0000   0.0967
 -13.500  -0.1459   0.17035   0.16357  -0.0433   1.0000   0.0989
 -13.250  -0.1460   0.16920   0.16254  -0.0430   1.0000   0.1007
 -13.000  -0.1501   0.16907   0.16254  -0.0426   1.0000   0.1020
 -12.750  -0.1621   0.17078   0.16441  -0.0417   1.0000   0.1028
 -12.500  -0.1788   0.17293   0.16676  -0.0396   1.0000   0.1030
 -12.250  -0.1908   0.17208   0.16612  -0.0359   1.0000   0.1034
 -12.000  -0.2028   0.17091   0.16512  -0.0313   1.0000   0.1041
 -11.750  -0.2194   0.17164   0.16601  -0.0274   1.0000   0.1046
 -11.500  -0.2149   0.16949   0.16394  -0.0277   0.9972   0.1064
 -11.250  -0.1843   0.16476   0.15917  -0.0346   0.9886   0.1100
 -11.000  -0.1601   0.16139   0.15577  -0.0416   0.9795   0.1137
 -10.750  -0.1487   0.16118   0.15556  -0.0489   0.9694   0.1157
 -10.500  -0.1244   0.15610   0.15048  -0.0544   0.9605   0.1169
 -10.250  -0.0863   0.14862   0.14295  -0.0591   0.9530   0.1204
 -10.000  -0.0645   0.14486   0.13918  -0.0635   0.9426   0.1242
  -9.750  -0.0498   0.14260   0.13690  -0.0682   0.9320   0.1282
  -9.500  -0.0464   0.14320   0.13751  -0.0734   0.9216   0.1300
  -9.250  -0.0157   0.13632   0.13062  -0.0776   0.9144   0.1321
  -9.000   0.0097   0.13143   0.12571  -0.0800   0.9048   0.1356
  -8.750   0.0347   0.12762   0.12185  -0.0849   0.8981   0.1408
  -8.500   0.0348   0.12745   0.12170  -0.0869   0.8864   0.1445
  -8.250   0.0324   0.12940   0.12367  -0.0930   0.8791   0.1461
  -8.000   0.0686   0.12044   0.11469  -0.0921   0.8699   0.1500
  -7.750   0.0968   0.11632   0.11052  -0.0963   0.8643   0.1567
  -7.500   0.0882   0.11688   0.11112  -0.0954   0.8528   0.1605
  -7.250   0.0751   0.11921   0.11349  -0.0977   0.8442   0.1626
  -7.000   0.0432   0.12187   0.11626  -0.0915   0.8307   0.1628
  -6.750   0.1146   0.11019   0.10446  -0.0975   0.8289   0.1708
  -6.500   0.1309   0.10812   0.10235  -0.1017   0.8242   0.1780
  -6.250   0.0861   0.11156   0.10595  -0.0910   0.8105   0.1761
  -6.000   0.0706   0.11305   0.10747  -0.0912   0.8046   0.1797
  -5.750   0.0283   0.11568   0.11025  -0.0801   0.7936   0.1778
  -5.500   0.0044   0.11783   0.11247  -0.0790   0.7875   0.1799
  -5.250  -0.0236   0.12023   0.11494  -0.0760   0.7823   0.1804
  -5.000  -0.0583   0.12229   0.11712  -0.0693   0.7775   0.1803
  -4.750  -0.0844   0.12457   0.11947  -0.0682   0.7741   0.1808
  -4.500  -0.0760   0.12011   0.11506  -0.0650   0.7705   0.1829
  -4.250  -0.3300   0.14154   0.13733  -0.0199   0.9373   0.1577
  -4.000  -0.3441   0.14096   0.13680  -0.0195   0.9422   0.1603
  -3.750  -0.3454   0.14233   0.13815  -0.0312   0.9414   0.1632
  -3.500  -0.3418   0.13719   0.13306  -0.0239   0.9397   0.1653
  -3.250  -0.3439   0.13458   0.13048  -0.0208   0.9367   0.1679
  -3.000  -0.3349   0.13238   0.12828  -0.0218   0.9300   0.1732
  -2.750  -0.3083   0.13226   0.12805  -0.0377   0.9245   0.1814
  -2.500  -0.3111   0.12795   0.12381  -0.0315   0.9176   0.1835
  -2.250  -0.2968   0.12557   0.12142  -0.0312   0.9127   0.1886
  -2.000  -0.2593   0.12537   0.12104  -0.0478   0.9048   0.1999
  -1.750  -0.2572   0.12106   0.11681  -0.0429   0.8989   0.2020
  -1.500  -0.2473   0.11889   0.11465  -0.0416   0.8947   0.2064
  -0.750  -0.1672   0.11298   0.10849  -0.0595   0.8714   0.2394
  -0.500  -0.1588   0.11031   0.10587  -0.0565   0.8648   0.2461
  -0.250  -0.1160   0.10927   0.10472  -0.0642   0.8607   0.2631
   0.000  -0.0954   0.10708   0.10244  -0.0686   0.8499   0.2785
   0.250  -0.0639   0.10558   0.10089  -0.0717   0.8442   0.2993
   0.500  -0.0484   0.10415   0.09942  -0.0728   0.8387   0.3185
   0.750  -0.0278   0.10242   0.09766  -0.0740   0.8297   0.3410
   1.000   0.1254   0.09879   0.09288  -0.1094   0.8248   0.2345
   1.250   0.1693   0.09596   0.08947  -0.1173   0.8172   0.2159
   1.500   0.2061   0.09554   0.08881  -0.1211   0.8091   0.2270
   1.750   0.2580   0.09651   0.08929  -0.1274   0.8053   0.2435
   2.000   0.2652   0.09594   0.08856  -0.1266   0.7960   0.2520
   2.250   0.3004   0.09677   0.08909  -0.1295   0.7889   0.2688
   2.500   0.3463   0.09927   0.09119  -0.1338   0.7853   0.2908
   2.750   0.3459   0.09841   0.09019  -0.1319   0.7736   0.2981
   3.000   0.3805   0.10022   0.09177  -0.1342   0.7680   0.3182
   3.250   0.4114   0.10278   0.09412  -0.1363   0.7646   0.3380
   3.500   0.4150   0.10240   0.09360  -0.1348   0.7522   0.3498
   3.750   0.4537   0.10515   0.09613  -0.1376   0.7473   0.3737
   4.000   0.4546   0.10557   0.09645  -0.1360   0.7381   0.3855
   4.250   0.4818   0.10746   0.09812  -0.1373   0.7307   0.4076
   4.500   0.5208   0.11096   0.10146  -0.1398   0.7269   0.4370
   4.750   0.5131   0.11060   0.10109  -0.1373   0.7157   0.4469
   5.000   0.5442   0.11307   0.10348  -0.1389   0.7096   0.4790
   5.250   0.5842   0.11725   0.10776  -0.1415   0.7068   0.5271
   5.500   0.5684   0.11595   0.10656  -0.1383   0.6946   0.5402
   6.000   0.5967   0.11861   0.10993  -0.1377   0.6811   1.0000
   6.250   0.6188   0.12097   0.11190  -0.1384   0.6728   1.0000
   6.500   0.6548   0.12542   0.11596  -0.1404   0.6687   1.0000
   6.750   0.6429   0.12529   0.11580  -0.1381   0.6581   1.0000
   7.000   0.6692   0.12838   0.11867  -0.1390   0.6515   1.0000
   7.250   0.7014   0.13334   0.12342  -0.1407   0.6484   1.0000
   7.500   0.6860   0.13226   0.12237  -0.1382   0.6363   1.0000
   7.750   0.7164   0.13615   0.12611  -0.1395   0.6311   1.0000
   8.000   0.7110   0.13714   0.12708  -0.1383   0.6232   1.0000
   8.250   0.7286   0.13954   0.12941  -0.1386   0.6151   1.0000
   8.500   0.7626   0.14448   0.13423  -0.1401   0.6110   1.0000
   8.750   0.7475   0.14401   0.13379  -0.1384   0.6009   1.0000
   9.000   0.7709   0.14721   0.13692  -0.1391   0.5944   1.0000
   9.250   0.8029   0.15282   0.14245  -0.1406   0.5912   1.0000
   9.500   0.7849   0.15127   0.14095  -0.1389   0.5797   1.0000
   9.750   0.8129   0.15536   0.14499  -0.1399   0.5743   1.0000
  10.000   0.8089   0.15662   0.14627  -0.1395   0.5678   1.0000
  10.250   0.8224   0.15880   0.14844  -0.1397   0.5591   1.0000
  10.500   0.8546   0.16409   0.15371  -0.1409   0.5547   1.0000
  10.750   0.8401   0.16355   0.15321  -0.1403   0.5459   1.0000
  11.000   0.8596   0.16661   0.15626  -0.1408   0.5390   1.0000
  11.500   0.8734   0.17094   0.16063  -0.1414   0.5252   1.0000
  11.750   0.8967   0.17480   0.16449  -0.1421   0.5195   1.0000
  12.000   0.9025   0.17754   0.16727  -0.1427   0.5151   1.0000
  12.250   0.9064   0.17854   0.16831  -0.1430   0.5054   1.0000
  12.500   0.9339   0.18351   0.17329  -0.1437   0.5004   1.0000
<< Back to EPPLER 421 AIRFOIL (e421-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 421 AIRFOIL (e421-il)