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=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: E423 (e423-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 13.9 at α=2.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e423-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-e423-il-50000-n5.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.500   0.0354   0.13824   0.13133  -0.0919   0.8965   0.0725
 -10.250   0.0472   0.13581   0.12889  -0.0946   0.8896   0.0746
  -9.750   0.0643   0.13252   0.12559  -0.1000   0.8752   0.0760
  -9.500   0.0835   0.12809   0.12116  -0.1028   0.8711   0.0767
  -9.250   0.1028   0.12388   0.11692  -0.1045   0.8662   0.0781
  -9.000   0.1135   0.12124   0.11428  -0.1053   0.8583   0.0797
  -8.750   0.1313   0.11809   0.11109  -0.1083   0.8540   0.0818
  -8.500   0.1407   0.11602   0.10900  -0.1098   0.8469   0.0838
  -8.250   0.1475   0.11450   0.10748  -0.1115   0.8394   0.0854
  -8.000   0.1594   0.11282   0.10577  -0.1154   0.8349   0.0863
  -7.750   0.1525   0.11268   0.10568  -0.1139   0.8242   0.0865
  -7.500   0.1691   0.10903   0.10202  -0.1159   0.8196   0.0871
  -7.250   0.1975   0.10395   0.09688  -0.1185   0.8171   0.0892
  -7.000   0.1921   0.10324   0.09621  -0.1156   0.8071   0.0901
  -6.750   0.2038   0.10094   0.09389  -0.1167   0.8018   0.0924
  -6.500   0.2175   0.09873   0.09164  -0.1194   0.7980   0.0957
  -6.250   0.1941   0.09969   0.09271  -0.1130   0.7861   0.0958
  -6.000   0.1928   0.09920   0.09223  -0.1144   0.7807   0.0978
  -5.750   0.1668   0.10035   0.09348  -0.1079   0.7692   0.0979
  -5.500   0.1705   0.09932   0.09245  -0.1106   0.7637   0.0984
  -5.250   0.1497   0.10022   0.09344  -0.1064   0.7539   0.0985
  -5.000   0.1612   0.09603   0.08929  -0.1021   0.7500   0.1010
  -4.750   0.1730   0.09365   0.08689  -0.1025   0.7461   0.1033
  -4.500   0.1909   0.09092   0.08411  -0.1052   0.7433   0.1056
  -4.250   0.1507   0.09336   0.08672  -0.0965   0.7308   0.1046
  -4.000   0.1637   0.09106   0.08439  -0.0986   0.7271   0.1066
  -3.750   0.1849   0.08795   0.08123  -0.1022   0.7246   0.1057
  -3.250   0.1774   0.08402   0.07724  -0.1058   0.7087   0.0665
  -3.000   0.2031   0.08064   0.07380  -0.1087   0.7065   0.0643
  -2.750   0.1729   0.08287   0.07616  -0.1033   0.6949   0.0639
  -2.500   0.2044   0.07944   0.07264  -0.1092   0.6917   0.0632
  -2.250   0.2526   0.07501   0.06803  -0.1188   0.6896   0.0651
  -2.000   0.2913   0.07165   0.06452  -0.1268   0.6855   0.0658
  -1.000   0.5061   0.05765   0.04928  -0.1647   0.6718   0.0875
  -0.750   0.5681   0.05460   0.04569  -0.1728   0.6705   0.0996
  -0.500   0.5537   0.05749   0.04867  -0.1694   0.6602   0.1009
  -0.250   0.6001   0.05592   0.04657  -0.1745   0.6571   0.1130
   0.250   0.6769   0.05431   0.04440  -0.1787   0.6525   0.1370
   1.250   0.7652   0.05661   0.04588  -0.1798   0.6340   0.1826
   1.750   0.7746   0.06068   0.04975  -0.1771   0.6197   0.1989
   2.000   0.8064   0.06069   0.04948  -0.1777   0.6171   0.2149
   2.250   0.8404   0.06047   0.04905  -0.1782   0.6152   0.2311
   2.500   0.8171   0.06475   0.05338  -0.1748   0.6037   0.2325
   2.750   0.8427   0.06515   0.05369  -0.1747   0.6005   0.2463
   3.000   0.8736   0.06516   0.05356  -0.1750   0.5981   0.2628
   3.500   0.8786   0.06985   0.05822  -0.1719   0.5840   0.2815
   3.750   0.9068   0.07010   0.05838  -0.1719   0.5812   0.2998
   4.000   0.9386   0.07008   0.05828  -0.1721   0.5792   0.3223
   4.250   0.9147   0.07474   0.06305  -0.1694   0.5676   0.3238
   4.500   0.9404   0.07522   0.06354  -0.1693   0.5644   0.3462
   4.750   0.9709   0.07530   0.06365  -0.1695   0.5622   0.3777
   5.000   0.9523   0.07968   0.06815  -0.1673   0.5513   0.3839
   5.250   0.9759   0.08037   0.06900  -0.1673   0.5477   0.4285
   5.500   1.0004   0.07971   0.06906  -0.1666   0.5451   1.0000
   5.750   0.9852   0.08399   0.07336  -0.1648   0.5346   1.0000
   6.000   1.0063   0.08511   0.07428  -0.1644   0.5305   1.0000
   6.250   1.0342   0.08557   0.07456  -0.1642   0.5279   1.0000
   6.500   1.0199   0.08985   0.07889  -0.1626   0.5175   1.0000
   6.750   1.0407   0.09090   0.07984  -0.1622   0.5133   1.0000
   7.000   1.0685   0.09127   0.08009  -0.1619   0.5107   1.0000
   7.250   1.0535   0.09573   0.08462  -0.1606   0.4998   1.0000
   7.500   1.0758   0.09657   0.08539  -0.1601   0.4960   1.0000
   7.750   1.1041   0.09680   0.08556  -0.1598   0.4936   1.0000
   8.000   1.0875   0.10151   0.09037  -0.1587   0.4820   1.0000
   8.250   1.1120   0.10206   0.09086  -0.1583   0.4787   1.0000
   8.500   1.1046   0.10596   0.09483  -0.1575   0.4691   1.0000
   8.750   1.1227   0.10710   0.09596  -0.1570   0.4641   1.0000
   9.000   1.1494   0.10731   0.09614  -0.1565   0.4613   1.0000
   9.250   1.1362   0.11191   0.10086  -0.1560   0.4501   1.0000
   9.500   1.1597   0.11238   0.10132  -0.1554   0.4463   1.0000
  10.000   1.1712   0.11739   0.10642  -0.1546   0.4317   1.0000
  10.250   1.1977   0.11736   0.10640  -0.1540   0.4287   1.0000
  10.500   1.1849   0.12216   0.11130  -0.1539   0.4173   1.0000
  10.750   1.2084   0.12244   0.11163  -0.1533   0.4136   1.0000
  11.000   1.2009   0.12663   0.11591  -0.1533   0.4032   1.0000
  11.250   1.2203   0.12736   0.11667  -0.1528   0.3986   1.0000
  11.500   1.2470   0.12707   0.11641  -0.1520   0.3959   1.0000
  12.000   1.2583   0.13200   0.12153  -0.1517   0.3806   1.0000
  12.250   1.2472   0.13690   0.12652  -0.1524   0.3692   1.0000
  12.500   1.2699   0.13691   0.12659  -0.1517   0.3654   1.0000
<< Back to E423 (e423-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to E423 (e423-il)