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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 421 AIRFOIL (e421-il)