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

Polar data table (+)

Polar graphs


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