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

EPPLER 431 AIRFOIL (e431-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 431 AIRFOIL (e431-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 22.1 at α=13.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e431-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-e431-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: EPPLER 431 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.000  -0.4839   0.11768   0.11268  -0.0104   1.0000   0.2685
  -6.750  -0.4610   0.11382   0.10882  -0.0081   1.0000   0.2820
  -6.500  -0.5190   0.11433   0.10949  -0.0053   1.0000   0.2855
  -6.250  -0.4749   0.10933   0.10445  -0.0030   1.0000   0.3081
  -6.000  -0.5109   0.10879   0.10404   0.0003   1.0000   0.3177
  -5.750  -0.5132   0.10655   0.10184   0.0033   1.0000   0.3338
  -5.500  -0.5259   0.10475   0.10011   0.0068   1.0000   0.3509
  -5.250  -0.5069   0.10199   0.09737   0.0102   1.0000   0.3815
  -5.000  -0.5338   0.10092   0.09640   0.0146   1.0000   0.4015
  -3.500  -0.4697   0.05611   0.04846  -0.0367   1.0000   0.1197
  -3.250  -0.4469   0.05294   0.04494  -0.0374   1.0000   0.1148
  -3.000  -0.4150   0.05032   0.04118  -0.0383   1.0000   0.1067
  -2.750  -0.3920   0.04789   0.03853  -0.0384   1.0000   0.1053
  -2.500  -0.3675   0.04603   0.03627  -0.0383   1.0000   0.1053
  -2.250  -0.3436   0.04444   0.03434  -0.0381   1.0000   0.1086
  -2.000  -0.3219   0.04327   0.03310  -0.0377   1.0000   0.1150
  -1.750  -0.2982   0.04243   0.03189  -0.0369   1.0000   0.1214
  -1.500  -0.2775   0.04158   0.03111  -0.0358   1.0000   0.1341
  -1.250  -0.2577   0.04105   0.03057  -0.0343   1.0000   0.1518
  -1.000  -0.2362   0.04033   0.03007  -0.0330   1.0000   0.1891
  -0.750  -0.2197   0.03755   0.03074  -0.0292   1.0000   0.6549
  -0.500  -0.2227   0.03786   0.03113  -0.0148   1.0000   1.0000
  -0.250  -0.2122   0.03793   0.03076  -0.0135   1.0000   1.0000
   0.000  -0.1993   0.03817   0.03064  -0.0128   1.0000   1.0000
   0.250  -0.1839   0.03857   0.03071  -0.0126   1.0000   1.0000
   0.500  -0.1669   0.03911   0.03096  -0.0128   1.0000   1.0000
   0.750  -0.1487   0.03978   0.03135  -0.0132   1.0000   1.0000
   1.000  -0.1297   0.04055   0.03187  -0.0138   1.0000   1.0000
   1.250  -0.1102   0.04141   0.03250  -0.0145   1.0000   1.0000
   1.500  -0.0905   0.04235   0.03322  -0.0153   1.0000   1.0000
   1.750  -0.0706   0.04337   0.03405  -0.0162   1.0000   1.0000
   2.000  -0.0508   0.04445   0.03495  -0.0170   1.0000   1.0000
   2.250  -0.0256   0.04597   0.03628  -0.0190   0.9974   1.0000
   2.500   0.0078   0.04817   0.03829  -0.0226   0.9904   1.0000
   2.750   0.0446   0.05089   0.04081  -0.0267   0.9830   1.0000
   3.000   0.0772   0.05303   0.04280  -0.0301   0.9726   1.0000
   3.250   0.1047   0.05473   0.04439  -0.0325   0.9613   1.0000
   3.500   0.1308   0.05645   0.04602  -0.0347   0.9499   1.0000
   3.750   0.1574   0.05836   0.04783  -0.0370   0.9387   1.0000
   4.000   0.1899   0.06097   0.05035  -0.0402   0.9288   1.0000
   4.250   0.2224   0.06340   0.05271  -0.0434   0.9154   1.0000
   4.500   0.2418   0.06462   0.05390  -0.0443   0.9017   1.0000
   4.750   0.2622   0.06620   0.05545  -0.0455   0.8885   1.0000
   5.000   0.2844   0.06812   0.05734  -0.0469   0.8763   1.0000
   5.250   0.3131   0.07067   0.05986  -0.0494   0.8650   1.0000
   5.500   0.3483   0.07367   0.06284  -0.0527   0.8512   1.0000
   5.750   0.3645   0.07494   0.06412  -0.0531   0.8365   1.0000
   6.000   0.3801   0.07646   0.06566  -0.0535   0.8224   1.0000
   6.250   0.3968   0.07829   0.06753  -0.0542   0.8091   1.0000
   6.500   0.4167   0.08043   0.06969  -0.0553   0.7961   1.0000
   6.750   0.4416   0.08301   0.07229  -0.0571   0.7839   1.0000
   7.000   0.4687   0.08561   0.07493  -0.0590   0.7695   1.0000
   7.250   0.4955   0.08811   0.07750  -0.0607   0.7542   1.0000
   7.500   0.5172   0.09030   0.07973  -0.0618   0.7383   1.0000
   7.750   0.5275   0.09186   0.08136  -0.0617   0.7238   1.0000
   8.000   0.5706   0.09095   0.08048  -0.0613   0.6658   1.0000
   8.250   0.6235   0.08986   0.07946  -0.0616   0.6208   1.0000
   8.500   0.6449   0.09138   0.08106  -0.0619   0.6047   1.0000
   8.750   0.6666   0.09284   0.08261  -0.0622   0.5884   1.0000
   9.000   0.6853   0.09457   0.08446  -0.0625   0.5739   1.0000
   9.250   0.7050   0.09617   0.08615  -0.0626   0.5587   1.0000
   9.500   0.7238   0.09793   0.08802  -0.0629   0.5445   1.0000
   9.750   0.7433   0.09957   0.08979  -0.0630   0.5298   1.0000
  10.000   0.7643   0.10119   0.09153  -0.0632   0.5157   1.0000
  10.250   0.7867   0.10263   0.09310  -0.0633   0.5015   1.0000
  10.500   0.8121   0.10373   0.09436  -0.0633   0.4874   1.0000
  10.750   0.8361   0.10483   0.09562  -0.0632   0.4736   1.0000
  11.000   0.8331   0.10826   0.09914  -0.0632   0.4600   1.0000
  11.250   0.8315   0.11184   0.10281  -0.0635   0.4475   1.0000
  11.500   0.8409   0.11441   0.10550  -0.0636   0.4343   1.0000
  11.750   0.8548   0.11663   0.10787  -0.0636   0.4213   1.0000
  12.000   0.8735   0.11827   0.10966  -0.0634   0.4077   1.0000
  12.250   0.8972   0.11922   0.11078  -0.0630   0.3940   1.0000
  12.500   0.9254   0.11936   0.11112  -0.0621   0.3798   1.0000
  12.750   0.8853   0.12835   0.12007  -0.0648   0.3714   1.0000
  13.250   1.3480   0.06455   0.05771  -0.0445   0.3012   1.0000
  13.500   1.3898   0.06288   0.05589  -0.0433   0.2711   1.0000
  13.750   1.3427   0.06977   0.06307  -0.0410   0.2681   1.0000
  14.000   1.2787   0.08015   0.07365  -0.0406   0.2687   1.0000
<< Back to EPPLER 431 AIRFOIL (e431-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 431 AIRFOIL (e431-il)