EPPLER 421 AIRFOIL (e421-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 421 AIRFOIL (e421-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 20.01 at α=0.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e421-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-e421-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 0.0344 0.12738 0.12090 -0.0821 0.8849 0.0897
-10.000 0.0504 0.12470 0.11817 -0.0877 0.8743 0.0909
-9.750 0.0653 0.12211 0.11553 -0.0933 0.8632 0.0914
-9.500 0.0930 0.11657 0.10993 -0.0964 0.8514 0.0923
-9.250 0.1221 0.11168 0.10492 -0.0999 0.8412 0.0946
-9.000 0.1417 0.10845 0.10159 -0.1031 0.8278 0.0972
-8.750 0.1550 0.10604 0.09910 -0.1063 0.8147 0.1008
-8.500 0.1613 0.10467 0.09764 -0.1101 0.8028 0.1026
-8.250 0.1656 0.10312 0.09605 -0.1121 0.7893 0.1030
-8.000 0.1871 0.09868 0.09153 -0.1128 0.7786 0.1043
-7.750 0.2032 0.09558 0.08835 -0.1137 0.7682 0.1057
-7.500 0.2110 0.09338 0.08611 -0.1143 0.7576 0.1060
-7.000 0.2179 0.08665 0.07924 -0.1169 0.7398 0.0699
-6.750 0.2239 0.08427 0.07684 -0.1171 0.7310 0.0673
-6.500 0.2163 0.08195 0.07451 -0.1183 0.7234 0.0633
-6.250 0.2222 0.08000 0.07258 -0.1181 0.7147 0.0625
-6.000 0.2301 0.07748 0.07001 -0.1197 0.7083 0.0624
-5.750 0.2330 0.07545 0.06801 -0.1205 0.7008 0.0625
-5.500 0.2381 0.07296 0.06552 -0.1224 0.6937 0.0629
-5.250 0.2496 0.06972 0.06221 -0.1261 0.6884 0.0634
-5.000 0.2557 0.06760 0.06013 -0.1269 0.6810 0.0641
-4.750 0.2672 0.06523 0.05773 -0.1285 0.6746 0.0647
-4.500 0.2859 0.06203 0.05443 -0.1321 0.6698 0.0655
-4.250 0.2998 0.05968 0.05203 -0.1342 0.6638 0.0676
-4.000 0.3179 0.05575 0.04799 -0.1393 0.6576 0.0702
-3.750 0.3465 0.05148 0.04350 -0.1453 0.6529 0.0734
-3.500 0.3917 0.04430 0.03563 -0.1564 0.6493 0.0811
-3.250 0.4016 0.04526 0.03675 -0.1533 0.6425 0.0849
-3.000 0.4334 0.04201 0.03304 -0.1577 0.6372 0.0937
-2.750 0.4680 0.03986 0.03042 -0.1608 0.6330 0.1048
-2.500 0.5042 0.03836 0.02848 -0.1632 0.6297 0.1174
-2.250 0.5150 0.03888 0.02906 -0.1610 0.6233 0.1245
-2.000 0.5390 0.03832 0.02826 -0.1612 0.6182 0.1356
-1.750 0.5699 0.03755 0.02714 -0.1623 0.6143 0.1490
-1.500 0.6046 0.03683 0.02603 -0.1636 0.6112 0.1640
-1.250 0.6146 0.03756 0.02685 -0.1613 0.6054 0.1718
-1.000 0.6332 0.03772 0.02680 -0.1605 0.6004 0.1837
-0.750 0.6587 0.03772 0.02661 -0.1604 0.5966 0.1970
-0.500 0.6885 0.03754 0.02627 -0.1607 0.5936 0.2103
-0.250 0.7151 0.03756 0.02609 -0.1607 0.5903 0.2242
0.000 0.7130 0.03903 0.02763 -0.1572 0.5835 0.2312
0.250 0.7327 0.03952 0.02798 -0.1564 0.5792 0.2438
0.500 0.7607 0.03966 0.02788 -0.1565 0.5762 0.2590
0.750 0.7927 0.03962 0.02764 -0.1571 0.5738 0.2751
1.000 0.7818 0.04185 0.02998 -0.1528 0.5672 0.2800
1.250 0.7849 0.04337 0.03151 -0.1503 0.5616 0.2895
1.500 0.8078 0.04382 0.03185 -0.1498 0.5583 0.3040
1.750 0.8377 0.04393 0.03185 -0.1500 0.5560 0.3222
2.000 0.8713 0.04387 0.03168 -0.1507 0.5542 0.3424
2.250 0.7962 0.05053 0.03860 -0.1413 0.5415 0.3298
2.500 0.8225 0.05083 0.03883 -0.1412 0.5390 0.3488
2.750 0.8529 0.05084 0.03880 -0.1413 0.5370 0.3719
3.750 0.8634 0.06028 0.04859 -0.1359 0.5169 0.4485
4.750 0.8158 0.07491 0.06431 -0.1302 0.4903 1.0000
5.000 0.8306 0.07667 0.06588 -0.1298 0.4865 1.0000
5.250 0.8534 0.07768 0.06668 -0.1295 0.4839 1.0000
5.500 0.8796 0.07837 0.06718 -0.1291 0.4820 1.0000
6.000 0.8608 0.08642 0.07525 -0.1277 0.4689 1.0000
6.250 0.8823 0.08753 0.07625 -0.1273 0.4662 1.0000
6.500 0.9080 0.08829 0.07688 -0.1270 0.4643 1.0000
6.750 0.8785 0.09427 0.08298 -0.1264 0.4551 1.0000
7.000 0.8933 0.09602 0.08466 -0.1260 0.4512 1.0000
7.250 0.9151 0.09711 0.08568 -0.1257 0.4485 1.0000
7.750 0.9120 0.10384 0.09244 -0.1251 0.4369 1.0000
8.000 0.9289 0.10538 0.09394 -0.1247 0.4333 1.0000
8.250 0.9525 0.10629 0.09479 -0.1243 0.4308 1.0000
8.500 0.9377 0.11098 0.09956 -0.1243 0.4230 1.0000
8.750 0.9484 0.11311 0.10170 -0.1241 0.4183 1.0000
9.000 0.9693 0.11425 0.10280 -0.1237 0.4152 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 421 AIRFOIL (e421-il)