EPPLER 432 AIRFOIL (e432-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 432 AIRFOIL (e432-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 36.7 at α=12° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e432-il-100000.txt Download as CSV file: xf-e432-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 432 AIRFOIL
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.2508 0.13193 0.12733 -0.0496 1.0000 0.0784
-11.250 -0.2625 0.13112 0.12666 -0.0470 1.0000 0.0799
-11.000 -0.2929 0.13300 0.12874 -0.0405 1.0000 0.0801
-10.750 -0.2930 0.13013 0.12591 -0.0453 0.9958 0.0833
-10.500 -0.3030 0.12628 0.12211 -0.0585 0.9874 0.0849
-10.250 -0.2591 0.11974 0.11553 -0.0561 0.9855 0.0876
-10.000 -0.2352 0.11549 0.11125 -0.0598 0.9796 0.0913
-9.750 -0.2244 0.11097 0.10673 -0.0671 0.9732 0.0967
-9.500 -0.2493 0.10619 0.10202 -0.0832 0.9604 0.0988
-9.250 -0.1929 0.10126 0.09702 -0.0767 0.9603 0.1028
-9.000 -0.1760 0.09738 0.09313 -0.0803 0.9524 0.1077
-8.750 -0.2063 0.09181 0.08762 -0.0963 0.9380 0.1132
-8.500 -0.1583 0.08766 0.08344 -0.0923 0.9373 0.1171
-8.250 -0.1370 0.08334 0.07910 -0.0973 0.9324 0.1245
-8.000 -0.1936 0.07824 0.07383 -0.1121 0.9135 0.1288
-7.750 -0.0154 0.05989 0.05574 -0.1118 0.8996 0.1547
-7.500 -0.0465 0.05615 0.05203 -0.1144 0.8869 0.1584
-7.250 -0.0302 0.05210 0.04797 -0.1155 0.8828 0.1698
-7.000 -0.0602 0.05016 0.04603 -0.1139 0.8698 0.1726
-6.750 -0.1130 0.04905 0.04471 -0.1119 0.8555 0.1768
-6.250 -0.1685 0.04706 0.04061 -0.1139 0.8544 0.0730
-6.000 -0.1412 0.04166 0.03474 -0.1145 0.8509 0.0598
-5.750 -0.1379 0.04016 0.03303 -0.1113 0.8417 0.0590
-5.500 -0.1133 0.03749 0.02993 -0.1113 0.8369 0.0584
-5.250 -0.0799 0.03480 0.02672 -0.1123 0.8338 0.0591
-5.000 -0.0762 0.03408 0.02578 -0.1085 0.8244 0.0589
-4.750 -0.0441 0.03200 0.02332 -0.1088 0.8204 0.0594
-4.500 -0.0068 0.02996 0.02095 -0.1098 0.8176 0.0620
-4.000 0.0263 0.02866 0.01964 -0.1061 0.8045 0.0742
-3.750 0.0608 0.02723 0.01831 -0.1069 0.8016 0.0893
-3.500 0.0637 0.02732 0.01850 -0.1032 0.7936 0.1028
-3.250 0.0834 0.02649 0.01790 -0.1019 0.7884 0.1418
-3.000 0.0993 0.02348 0.01699 -0.1007 0.7852 0.4816
-2.750 0.0812 0.02497 0.01927 -0.0907 0.7764 0.7000
-2.500 0.0862 0.02627 0.02048 -0.0841 0.7710 0.7703
-2.250 0.1003 0.02704 0.02109 -0.0780 0.7681 0.8134
-2.000 0.0780 0.02848 0.02256 -0.0703 0.7576 0.8290
-1.750 0.0853 0.02897 0.02293 -0.0642 0.7535 0.8598
-1.500 0.1092 0.02910 0.02289 -0.0602 0.7512 0.8914
-1.250 0.3692 0.02810 0.02107 -0.0968 0.7560 0.9519
-1.000 0.4465 0.02731 0.02002 -0.1061 0.7536 0.9654
-0.750 0.4994 0.02677 0.01927 -0.1111 0.7509 0.9736
-0.500 0.5135 0.02770 0.02021 -0.1108 0.7428 0.9822
-0.250 0.5563 0.02751 0.01989 -0.1145 0.7384 0.9880
0.000 0.6022 0.02706 0.01930 -0.1182 0.7353 0.9928
0.250 0.6194 0.02795 0.02020 -0.1183 0.7281 0.9986
0.500 0.6322 0.02851 0.02072 -0.1168 0.7222 1.0000
0.750 0.6587 0.02838 0.02051 -0.1168 0.7188 1.0000
1.000 0.6197 0.03076 0.02299 -0.1076 0.7083 1.0000
1.250 0.6363 0.03098 0.02315 -0.1062 0.7039 1.0000
1.500 0.6712 0.03058 0.02267 -0.1073 0.7015 1.0000
1.750 0.5871 0.03419 0.02641 -0.0918 0.6878 1.0000
2.000 0.6249 0.03374 0.02588 -0.0932 0.6855 1.0000
2.250 0.4907 0.03799 0.03027 -0.0712 0.6697 1.0000
2.500 0.5390 0.03730 0.02949 -0.0737 0.6683 1.0000
2.750 0.4368 0.04089 0.03317 -0.0582 0.6537 1.0000
3.000 0.4220 0.04302 0.03529 -0.0551 0.6447 1.0000
3.250 0.4463 0.04363 0.03585 -0.0555 0.6393 1.0000
3.500 0.4889 0.04340 0.03556 -0.0573 0.6365 1.0000
3.750 0.4768 0.04612 0.03829 -0.0555 0.6257 1.0000
4.000 0.5133 0.04624 0.03837 -0.0569 0.6216 1.0000
4.250 0.5605 0.04575 0.03783 -0.0589 0.6193 1.0000
4.500 0.5443 0.04896 0.04106 -0.0572 0.6072 1.0000
4.750 0.5882 0.04861 0.04069 -0.0588 0.6041 1.0000
5.000 0.5806 0.05145 0.04355 -0.0577 0.5929 1.0000
5.250 0.6202 0.05128 0.04337 -0.0590 0.5890 1.0000
5.500 0.6222 0.05359 0.04570 -0.0584 0.5791 1.0000
5.750 0.6550 0.05379 0.04590 -0.0592 0.5738 1.0000
6.000 0.7017 0.05302 0.04514 -0.0607 0.5713 1.0000
6.250 0.6912 0.05619 0.04834 -0.0594 0.5587 1.0000
6.500 0.7375 0.05527 0.04744 -0.0606 0.5559 1.0000
6.750 0.7301 0.05828 0.05048 -0.0596 0.5435 1.0000
7.000 0.7745 0.05738 0.04962 -0.0605 0.5405 1.0000
7.250 0.8249 0.05591 0.04820 -0.0617 0.5388 1.0000
7.500 0.8134 0.05922 0.05155 -0.0604 0.5251 1.0000
7.750 0.8590 0.05794 0.05033 -0.0611 0.5226 1.0000
8.000 0.8529 0.06089 0.05332 -0.0600 0.5097 1.0000
8.250 0.8499 0.06370 0.05618 -0.0592 0.4973 1.0000
8.500 0.8942 0.06222 0.05477 -0.0596 0.4943 1.0000
8.750 0.9453 0.05990 0.05256 -0.0601 0.4927 1.0000
9.750 1.0166 0.06256 0.05553 -0.0580 0.4591 1.0000
10.000 1.0830 0.05764 0.05077 -0.0581 0.4603 1.0000
10.250 1.1476 0.05273 0.04601 -0.0582 0.4604 1.0000
10.500 1.2264 0.04690 0.04036 -0.0593 0.4601 1.0000
10.750 1.2268 0.04857 0.04212 -0.0576 0.4479 1.0000
11.000 1.3731 0.03806 0.03178 -0.0636 0.4467 1.0000
11.250 1.3576 0.04034 0.03415 -0.0600 0.4338 1.0000
11.500 1.3744 0.04037 0.03428 -0.0587 0.4214 1.0000
11.750 1.4068 0.03923 0.03319 -0.0584 0.4081 1.0000
12.000 1.4288 0.03893 0.03292 -0.0575 0.3937 1.0000
12.250 1.4421 0.03931 0.03333 -0.0561 0.3785 1.0000
12.500 1.4504 0.04013 0.03416 -0.0544 0.3627 1.0000
12.750 1.4555 0.04128 0.03531 -0.0527 0.3466 1.0000
13.000 1.4586 0.04268 0.03670 -0.0510 0.3304 1.0000
13.250 1.4606 0.04429 0.03828 -0.0494 0.3141 1.0000
13.500 1.4614 0.04609 0.04005 -0.0479 0.2980 1.0000
13.750 1.4610 0.04809 0.04203 -0.0465 0.2821 1.0000
14.000 1.4596 0.05031 0.04421 -0.0453 0.2667 1.0000
14.250 1.4570 0.05273 0.04661 -0.0441 0.2518 1.0000
14.500 1.4534 0.05535 0.04921 -0.0431 0.2373 1.0000
14.750 1.4498 0.05811 0.05196 -0.0423 0.2234 1.0000
15.000 1.4460 0.06099 0.05484 -0.0416 0.2100 1.0000
15.250 1.4425 0.06394 0.05777 -0.0411 0.1972 1.0000
15.500 1.4398 0.06689 0.06069 -0.0407 0.1848 1.0000
15.750 1.4385 0.06976 0.06351 -0.0403 0.1728 1.0000
16.000 1.4384 0.07254 0.06622 -0.0401 0.1609 1.0000
16.250 1.4276 0.07680 0.07066 -0.0403 0.1514 1.0000
16.500 1.4245 0.08021 0.07409 -0.0405 0.1415 1.0000
16.750 1.4255 0.08307 0.07687 -0.0405 0.1317 1.0000
17.000 1.4196 0.08697 0.08088 -0.0410 0.1234 1.0000
17.250 1.4161 0.09068 0.08466 -0.0415 0.1155 1.0000
17.500 1.4229 0.09288 0.08671 -0.0415 0.1068 1.0000
17.750 1.4112 0.09791 0.09203 -0.0427 0.1014 1.0000
18.000 1.4180 0.10018 0.09418 -0.0429 0.0940 1.0000
18.250 1.4072 0.10521 0.09949 -0.0444 0.0895 1.0000
18.500 1.4180 0.10692 0.10106 -0.0444 0.0828 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 432 AIRFOIL (e432-il)