EPPLER 422 AIRFOIL (e422-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 422 AIRFOIL (e422-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 29.5 at α=2.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e422-il-100000.txt Download as CSV file: xf-e422-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 422 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.750 -0.1545 0.14064 0.13595 -0.0409 1.0000 0.0656
-11.500 -0.1615 0.14028 0.13569 -0.0424 1.0000 0.0661
-11.250 -0.1578 0.13730 0.13282 -0.0422 1.0000 0.0665
-11.000 -0.1457 0.13333 0.12893 -0.0407 1.0000 0.0675
-10.750 -0.1438 0.13139 0.12713 -0.0394 1.0000 0.0687
-10.500 -0.1406 0.12969 0.12559 -0.0400 0.9963 0.0700
-10.250 -0.1119 0.12489 0.12079 -0.0478 0.9852 0.0732
-10.000 -0.1017 0.12300 0.11890 -0.0584 0.9650 0.0749
-9.750 -0.0633 0.11550 0.11140 -0.0613 0.9471 0.0765
-9.500 -0.0302 0.11051 0.10635 -0.0668 0.9277 0.0791
-9.250 -0.0009 0.10613 0.10189 -0.0745 0.9085 0.0829
-9.000 0.0051 0.10512 0.10079 -0.0879 0.8852 0.0850
-8.750 0.0574 0.09682 0.09231 -0.0884 0.8654 0.0876
-8.500 0.0786 0.09363 0.08893 -0.0913 0.8403 0.0909
-8.250 0.0788 0.09262 0.08782 -0.0955 0.8186 0.0953
-8.000 0.0698 0.09234 0.08748 -0.0996 0.8001 0.0960
-7.750 0.1075 0.08633 0.08132 -0.0968 0.7857 0.0990
-7.500 0.1194 0.08414 0.07903 -0.0970 0.7719 0.1029
-7.250 0.1140 0.08332 0.07823 -0.0988 0.7585 0.1072
-7.000 0.0909 0.08406 0.07898 -0.1038 0.7481 0.1083
-6.750 0.1305 0.07806 0.07288 -0.0989 0.7375 0.1114
-6.500 0.1404 0.07597 0.07075 -0.0985 0.7279 0.1150
-6.250 0.1399 0.07465 0.06943 -0.0989 0.7188 0.1185
-6.000 0.1306 0.07361 0.06837 -0.1074 0.7117 0.1223
-5.750 0.1465 0.07024 0.06502 -0.1032 0.7028 0.1239
-5.500 0.1614 0.06784 0.06252 -0.1022 0.6962 0.1267
-5.250 0.1713 0.06589 0.06061 -0.1032 0.6884 0.1306
-5.000 0.1805 0.06324 0.05785 -0.1126 0.6821 0.1373
-4.750 0.1959 0.06044 0.05498 -0.1108 0.6769 0.1388
-4.500 0.2099 0.04024 0.03396 -0.1300 0.6750 0.0672
-4.250 0.2272 0.03543 0.02865 -0.1316 0.6683 0.0643
-4.000 0.2484 0.03157 0.02410 -0.1323 0.6627 0.0636
-3.750 0.2740 0.02891 0.02054 -0.1323 0.6581 0.0660
-3.500 0.2950 0.02830 0.02006 -0.1315 0.6506 0.0707
-3.250 0.3205 0.02678 0.01803 -0.1309 0.6451 0.0758
-3.000 0.3480 0.02596 0.01692 -0.1305 0.6407 0.0849
-2.750 0.3708 0.02562 0.01673 -0.1297 0.6348 0.0991
-2.500 0.3952 0.02552 0.01665 -0.1288 0.6288 0.1247
-2.250 0.4216 0.02592 0.01711 -0.1282 0.6240 0.1598
-2.000 0.4468 0.02630 0.01744 -0.1275 0.6195 0.1910
-1.750 0.4678 0.02670 0.01792 -0.1265 0.6138 0.2134
-1.500 0.4923 0.02679 0.01795 -0.1258 0.6091 0.2341
-1.250 0.5195 0.02668 0.01770 -0.1255 0.6051 0.2533
-1.000 0.5448 0.02670 0.01761 -0.1250 0.6010 0.2695
-0.750 0.5651 0.02695 0.01785 -0.1240 0.5954 0.2836
-0.500 0.5901 0.02703 0.01782 -0.1234 0.5910 0.2991
-0.250 0.6169 0.02701 0.01773 -0.1231 0.5875 0.3149
0.000 0.6457 0.02698 0.01760 -0.1231 0.5846 0.3313
0.250 0.6611 0.02765 0.01844 -0.1216 0.5792 0.3448
0.500 0.6829 0.02799 0.01880 -0.1208 0.5744 0.3616
0.750 0.7097 0.02804 0.01883 -0.1206 0.5708 0.3826
1.000 0.7376 0.02809 0.01882 -0.1204 0.5679 0.4079
1.250 0.7603 0.02859 0.01944 -0.1198 0.5645 0.4359
1.500 0.7719 0.02969 0.02079 -0.1182 0.5591 0.4668
1.750 0.7927 0.02984 0.02132 -0.1174 0.5550 0.5427
2.000 0.8402 0.02913 0.02112 -0.1206 0.5517 1.0000
2.250 0.8701 0.02949 0.02122 -0.1206 0.5492 1.0000
2.500 0.8733 0.03152 0.02332 -0.1181 0.5445 1.0000
2.750 0.8737 0.03371 0.02558 -0.1154 0.5390 1.0000
3.000 0.8946 0.03450 0.02626 -0.1146 0.5354 1.0000
3.250 0.9257 0.03466 0.02626 -0.1146 0.5329 1.0000
3.500 0.9601 0.03473 0.02616 -0.1151 0.5309 1.0000
3.750 0.8418 0.04543 0.03743 -0.1037 0.5181 1.0000
4.000 0.8809 0.04501 0.03687 -0.1042 0.5160 1.0000
4.250 0.9247 0.04424 0.03595 -0.1049 0.5145 1.0000
4.500 0.9717 0.04332 0.03488 -0.1061 0.5133 1.0000
4.750 0.6250 0.07803 0.07058 -0.0977 0.5206 1.0000
5.000 0.6535 0.07898 0.07139 -0.0974 0.5160 1.0000
5.250 0.6784 0.08065 0.07297 -0.0974 0.5142 1.0000
5.500 0.6991 0.08289 0.07514 -0.0975 0.5132 1.0000
5.750 0.7194 0.08544 0.07763 -0.0976 0.5126 1.0000
6.000 0.6573 0.09384 0.08622 -0.0984 0.5319 1.0000
6.250 0.6986 0.09663 0.08890 -0.0993 0.5301 1.0000
7.000 0.6700 0.10269 0.09497 -0.0959 0.5043 1.0000
7.250 0.6932 0.10441 0.09664 -0.0957 0.4987 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 422 AIRFOIL (e422-il)