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

E423 (e423-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: E423 (e423-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 12.52 at α=0.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e423-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-e423-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: E423                                            
  
 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  -0.0151   0.14880   0.14400  -0.0845   0.9445   0.0505
 -11.500  -0.0006   0.14600   0.14118  -0.0884   0.9375   0.0514
 -11.250   0.0136   0.14396   0.13912  -0.0936   0.9319   0.0519
 -11.000   0.0388   0.13845   0.13361  -0.0977   0.9295   0.0524
 -10.750   0.0529   0.13486   0.13001  -0.0989   0.9204   0.0533
 -10.500   0.0761   0.13083   0.12596  -0.1032   0.9173   0.0547
 -10.250   0.0885   0.12805   0.12317  -0.1052   0.9092   0.0561
 -10.000   0.1077   0.12474   0.11985  -0.1094   0.9048   0.0576
  -9.750   0.1261   0.12229   0.11737  -0.1154   0.9020   0.0587
  -9.250   0.1593   0.11489   0.10995  -0.1198   0.8897   0.0601
  -9.000   0.1862   0.11060   0.10563  -0.1241   0.8874   0.0621
  -8.750   0.2139   0.10664   0.10163  -0.1299   0.8856   0.0644
  -8.500   0.2178   0.10540   0.10039  -0.1305   0.8749   0.0660
  -8.250   0.2311   0.10497   0.09993  -0.1387   0.8705   0.0670
  -8.000   0.2735   0.09731   0.09222  -0.1421   0.8699   0.0686
  -7.750   0.2819   0.09541   0.09032  -0.1417   0.8606   0.0700
  -7.500   0.3053   0.09238   0.08725  -0.1461   0.8559   0.0736
  -7.250   0.2989   0.09342   0.08830  -0.1480   0.8459   0.0759
  -7.000   0.2939   0.09375   0.08864  -0.1493   0.8370   0.0762
  -6.750   0.3518   0.08499   0.07979  -0.1531   0.8372   0.0802
  -6.500   0.3653   0.08304   0.07782  -0.1550   0.8316   0.0836
  -6.250   0.3505   0.08352   0.07835  -0.1508   0.8211   0.0849
  -6.000   0.3354   0.08489   0.07976  -0.1499   0.8124   0.0862
  -5.750   0.3160   0.08661   0.08154  -0.1482   0.8018   0.0865
  -5.500   0.3509   0.08011   0.07499  -0.1483   0.8006   0.0884
  -5.250   0.3817   0.07661   0.07142  -0.1518   0.7982   0.0921
  -5.000   0.3256   0.08005   0.07505  -0.1382   0.7848   0.0907
  -4.750   0.3495   0.07746   0.07241  -0.1422   0.7816   0.0947
  -4.500   0.1748   0.09393   0.08931  -0.1138   0.7538   0.0869
  -4.250   0.2251   0.08560   0.08090  -0.1139   0.7570   0.0900
  -4.000   0.3268   0.07775   0.07280  -0.1401   0.7606   0.0993
  -3.000   0.0983   0.09385   0.08953  -0.0885   0.7167   0.0914
  -2.750   0.1043   0.09292   0.08860  -0.0896   0.7121   0.0944
  -2.500   0.1594   0.08875   0.08431  -0.1043   0.7092   0.0996
  -2.250   0.1816   0.08523   0.08077  -0.1033   0.7074   0.1025
  -2.000   0.2682   0.07971   0.07502  -0.1226   0.7062   0.1130
  -1.750   0.2177   0.08694   0.08234  -0.1185   0.6941   0.1121
  -1.500   0.2237   0.08372   0.07918  -0.1145   0.6914   0.1135
  -1.250   0.3018   0.07924   0.07447  -0.1283   0.6895   0.1277
  -1.000   0.2833   0.08118   0.07648  -0.1248   0.6829   0.1280
  -0.750   0.2738   0.08174   0.07713  -0.1216   0.6780   0.1293
  -0.500   0.3016   0.07983   0.07517  -0.1232   0.6745   0.1356
   0.000   0.5272   0.06650   0.06080  -0.1617   0.6711   0.1450
   0.250   0.6371   0.05917   0.05257  -0.1776   0.6705   0.1371
   0.500   0.7036   0.05622   0.04910  -0.1837   0.6696   0.1523
   0.750   0.6377   0.06320   0.05607  -0.1769   0.6565   0.1443
   1.000   0.6837   0.06213   0.05469  -0.1793   0.6540   0.1593
   1.250   0.7340   0.06074   0.05302  -0.1818   0.6523   0.1772
   1.500   0.6777   0.06713   0.05979  -0.1756   0.6421   0.1682
   1.750   0.7094   0.06718   0.05958  -0.1768   0.6381   0.1830
   2.000   0.7525   0.06642   0.05861  -0.1783   0.6355   0.2017
   2.250   0.8013   0.06527   0.05727  -0.1802   0.6338   0.2221
   2.500   0.7448   0.07228   0.06432  -0.1750   0.6232   0.2143
   2.750   0.7746   0.07243   0.06444  -0.1754   0.6193   0.2293
   3.000   0.8191   0.07166   0.06348  -0.1767   0.6168   0.2493
   3.250   0.7947   0.07637   0.06826  -0.1740   0.6093   0.2495
   3.500   0.8032   0.07826   0.07020  -0.1732   0.6037   0.2589
   3.750   0.8408   0.07799   0.06983  -0.1739   0.6001   0.2775
   4.000   0.8899   0.07698   0.06869  -0.1753   0.5980   0.3013
   4.250   0.8424   0.08363   0.07550  -0.1718   0.5880   0.2939
   4.500   0.8722   0.08408   0.07591  -0.1722   0.5835   0.3127
   4.750   0.9184   0.08326   0.07497  -0.1732   0.5808   0.3401
   5.000   0.8869   0.08885   0.08068  -0.1709   0.5717   0.3378
   5.250   0.9090   0.08977   0.08158  -0.1706   0.5665   0.3585
   5.500   0.9517   0.08890   0.08073  -0.1710   0.5634   0.3948
   5.750   1.0043   0.08726   0.07931  -0.1721   0.5617   0.4713
   6.000   0.9519   0.09470   0.08677  -0.1691   0.5489   0.4378
   6.250   0.9918   0.09300   0.08577  -0.1690   0.5459   1.0000
   6.500   1.0417   0.09178   0.08424  -0.1694   0.5441   1.0000
   6.750   0.9955   0.09881   0.09145  -0.1672   0.5309   1.0000
   7.000   1.0395   0.09782   0.09027  -0.1672   0.5281   1.0000
   7.250   1.0092   0.10377   0.09633  -0.1658   0.5167   1.0000
   7.500   1.0443   0.10344   0.09587  -0.1656   0.5127   1.0000
   7.750   1.0902   0.10204   0.09436  -0.1655   0.5105   1.0000
   8.000   1.0563   0.10849   0.10093  -0.1643   0.4977   1.0000
   8.250   1.0975   0.10736   0.09971  -0.1640   0.4948   1.0000
   8.500   1.0748   0.11289   0.10533  -0.1632   0.4831   1.0000
   8.750   1.1089   0.11239   0.10477  -0.1628   0.4794   1.0000
   9.000   1.1524   0.11079   0.10311  -0.1623   0.4773   1.0000
   9.250   1.1247   0.11695   0.10937  -0.1617   0.4641   1.0000
   9.500   1.1640   0.11566   0.10805  -0.1611   0.4617   1.0000
   9.750   1.1426   0.12133   0.11380  -0.1608   0.4491   1.0000
  10.000   1.1787   0.12021   0.11266  -0.1601   0.4461   1.0000
  10.250   1.2199   0.11841   0.11084  -0.1593   0.4444   1.0000
  10.500   1.1941   0.12475   0.11726  -0.1593   0.4307   1.0000
  10.750   1.2338   0.12289   0.11542  -0.1583   0.4287   1.0000
  11.000   1.2101   0.12924   0.12186  -0.1587   0.4154   1.0000
  11.250   1.2207   0.13118   0.12384  -0.1583   0.4084   1.0000
  11.500   1.2273   0.13355   0.12626  -0.1582   0.4002   1.0000
  11.750   1.2620   0.13197   0.12471  -0.1571   0.3975   1.0000
  12.000   1.3007   0.12970   0.12247  -0.1558   0.3958   1.0000
  12.250   1.2770   0.13642   0.12927  -0.1567   0.3821   1.0000
  12.500   1.3151   0.13400   0.12690  -0.1552   0.3803   1.0000
<< Back to E423 (e423-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to E423 (e423-il)