EPPLER 422 AIRFOIL (e422-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 422 AIRFOIL (e422-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.27 at α=7.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e422-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e422-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.250 -0.1650 0.15173 0.14496 -0.0392 1.0000 0.1201
-12.000 -0.1732 0.15289 0.14625 -0.0405 1.0000 0.1214
-11.750 -0.1705 0.15026 0.14374 -0.0408 1.0000 0.1224
-11.500 -0.1509 0.14383 0.13737 -0.0396 1.0000 0.1253
-11.250 -0.1449 0.14126 0.13490 -0.0393 1.0000 0.1284
-11.000 -0.1433 0.13952 0.13329 -0.0391 1.0000 0.1316
-10.750 -0.1485 0.13912 0.13305 -0.0390 1.0000 0.1345
-10.500 -0.1635 0.14044 0.13461 -0.0381 1.0000 0.1357
-10.250 -0.1942 0.14330 0.13778 -0.0327 1.0000 0.1359
-10.000 -0.2318 0.14679 0.14154 -0.0250 1.0000 0.1355
-9.750 -0.2167 0.14403 0.13883 -0.0324 0.9903 0.1371
-9.500 -0.1668 0.13498 0.12971 -0.0376 0.9813 0.1421
-9.250 -0.1386 0.13084 0.12554 -0.0447 0.9700 0.1480
-9.000 -0.1332 0.13113 0.12585 -0.0532 0.9555 0.1517
-8.750 -0.0895 0.12246 0.11715 -0.0581 0.9470 0.1553
-8.500 -0.0586 0.11760 0.11225 -0.0629 0.9350 0.1614
-8.250 -0.0486 0.11647 0.11112 -0.0695 0.9219 0.1677
-8.000 -0.0289 0.11279 0.10745 -0.0757 0.9117 0.1702
-7.750 0.0195 0.10526 0.09984 -0.0799 0.9042 0.1775
-7.500 0.0291 0.10388 0.09845 -0.0846 0.8916 0.1847
-7.250 0.0540 0.09938 0.09393 -0.0900 0.8833 0.1892
-7.000 0.0784 0.09552 0.09003 -0.0910 0.8711 0.1976
-6.750 0.0695 0.09610 0.09063 -0.0927 0.8571 0.2036
-6.500 0.0976 0.09101 0.08550 -0.0952 0.8489 0.2095
-6.250 0.1063 0.08918 0.08368 -0.0948 0.8370 0.2164
-6.000 0.0919 0.09042 0.08493 -0.0970 0.8265 0.2228
-5.750 0.0852 0.08925 0.08383 -0.0950 0.8145 0.2252
-5.500 0.1218 0.08407 0.07856 -0.0960 0.8092 0.2343
-5.250 0.1007 0.08531 0.07990 -0.0926 0.7967 0.2381
-5.000 0.1082 0.08337 0.07793 -0.0957 0.7904 0.2448
-4.750 0.0838 0.08449 0.07916 -0.0898 0.7789 0.2461
-4.500 0.0998 0.08211 0.07675 -0.0905 0.7731 0.2560
-4.250 0.0660 0.08442 0.07917 -0.0850 0.7636 0.2574
-4.000 0.0552 0.08446 0.07924 -0.0852 0.7565 0.2627
-3.750 0.0820 0.08215 0.07679 -0.0902 0.7521 0.2800
-3.250 -0.0049 0.08610 0.08109 -0.0708 0.7388 0.2690
-3.000 0.0119 0.08407 0.07899 -0.0739 0.7349 0.2834
-2.750 0.0018 0.08401 0.07898 -0.0705 0.7311 0.2897
-2.500 -0.0173 0.08585 0.08080 -0.0708 0.7282 0.2991
-2.250 0.0663 0.07313 0.06690 -0.0988 0.7255 0.1518
-2.000 0.0651 0.07325 0.06717 -0.0961 0.7239 0.1555
-1.750 0.0922 0.07020 0.06374 -0.1000 0.7216 0.1468
-1.500 0.1346 0.06658 0.05949 -0.1053 0.7179 0.1496
-1.250 0.1753 0.06467 0.05723 -0.1079 0.7136 0.1633
-1.000 0.1861 0.06476 0.05706 -0.1078 0.7133 0.1737
-0.750 0.2016 0.06505 0.05710 -0.1080 0.7138 0.1907
0.000 0.0351 0.07427 0.06690 -0.0934 0.8843 0.1505
0.250 0.0506 0.07401 0.06660 -0.0928 0.8747 0.1615
0.500 0.0914 0.07394 0.06591 -0.0959 0.8670 0.1873
0.750 0.1054 0.07437 0.06643 -0.0950 0.8587 0.2105
1.000 0.1335 0.07507 0.06698 -0.0959 0.8499 0.2490
1.250 0.1607 0.07650 0.06825 -0.0968 0.8447 0.2867
1.500 0.1787 0.07661 0.06812 -0.0963 0.8319 0.3155
1.750 0.2106 0.07864 0.07004 -0.0979 0.8267 0.3462
2.000 0.2229 0.07853 0.06979 -0.0970 0.8135 0.3653
2.250 0.2647 0.08137 0.07232 -0.1003 0.8089 0.3957
2.500 0.2693 0.08104 0.07186 -0.0985 0.7959 0.4103
2.750 0.3131 0.08410 0.07469 -0.1020 0.7903 0.4440
3.000 0.3163 0.08390 0.07445 -0.1002 0.7775 0.4608
3.250 0.3561 0.08658 0.07714 -0.1032 0.7720 0.5014
3.500 0.3592 0.08674 0.07741 -0.1014 0.7610 0.5277
3.750 0.3926 0.08832 0.07967 -0.1032 0.7544 0.6335
4.000 0.4006 0.08866 0.08020 -0.1024 0.7431 1.0000
4.250 0.4343 0.09164 0.08261 -0.1044 0.7354 1.0000
4.500 0.4389 0.09295 0.08372 -0.1031 0.7266 1.0000
4.750 0.4643 0.09539 0.08587 -0.1039 0.7176 1.0000
5.000 0.4757 0.09748 0.08779 -0.1034 0.7104 1.0000
5.250 0.4930 0.09930 0.08944 -0.1033 0.6997 1.0000
5.500 0.5310 0.10386 0.09377 -0.1056 0.6956 1.0000
5.750 0.5189 0.10330 0.09318 -0.1026 0.6828 1.0000
6.000 0.5550 0.10744 0.09715 -0.1046 0.6775 1.0000
6.250 0.5454 0.10753 0.09722 -0.1021 0.6660 1.0000
6.500 0.5753 0.11097 0.10053 -0.1034 0.6599 1.0000
6.750 0.5720 0.11206 0.10158 -0.1018 0.6507 1.0000
7.000 0.5961 0.11487 0.10430 -0.1025 0.6425 1.0000
7.250 0.6041 0.11721 0.10660 -0.1021 0.6361 1.0000
7.500 0.6159 0.11899 0.10834 -0.1017 0.6259 1.0000
7.750 0.6527 0.12390 0.11316 -0.1036 0.6214 1.0000
8.000 0.6372 0.12346 0.11274 -0.1013 0.6097 1.0000
8.250 0.6679 0.12745 0.11667 -0.1026 0.6040 1.0000
8.500 0.6595 0.12828 0.11751 -0.1012 0.5947 1.0000
8.750 0.6829 0.13137 0.12057 -0.1018 0.5871 1.0000
9.000 0.6877 0.13376 0.12296 -0.1016 0.5807 1.0000
9.250 0.6987 0.13571 0.12491 -0.1015 0.5710 1.0000
9.500 0.7342 0.14102 0.13019 -0.1030 0.5665 1.0000
9.750 0.7168 0.14046 0.12967 -0.1015 0.5555 1.0000
10.000 0.7451 0.14458 0.13379 -0.1024 0.5496 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 422 AIRFOIL (e422-il)