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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to E423 (e423-il)