Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to EPPLER 422 AIRFOIL (e422-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 422 AIRFOIL (e422-il)