EPPLER 432 AIRFOIL (e432-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 432 AIRFOIL (e432-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.16 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e432-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e432-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3863 0.12796 0.12283 -0.0189 1.0000 0.2316
-8.250 -0.3932 0.12658 0.12152 -0.0169 1.0000 0.2401
-8.000 -0.4370 0.12750 0.12259 -0.0161 1.0000 0.2440
-7.750 -0.4054 0.12280 0.11787 -0.0141 0.9993 0.2549
-7.500 -0.3953 0.11937 0.11446 -0.0167 0.9940 0.2679
-7.250 -0.4379 0.11961 0.11482 -0.0184 0.9883 0.2781
-7.000 -0.3968 0.11420 0.10937 -0.0199 0.9835 0.2972
-6.750 -0.4130 0.11323 0.10846 -0.0193 0.9779 0.3115
-6.500 -0.3696 0.10819 0.10337 -0.0204 0.9730 0.3344
-6.250 -0.3624 0.10591 0.10112 -0.0195 0.9678 0.3556
-6.000 -0.3751 0.10477 0.10005 -0.0175 0.9630 0.3777
-5.750 -0.3577 0.10232 0.09760 -0.0168 0.9583 0.4117
-4.250 -0.4470 0.06471 0.05776 -0.0515 0.9523 0.1304
-4.000 -0.4272 0.06144 0.05430 -0.0519 0.9508 0.1226
-3.750 -0.3963 0.05803 0.04987 -0.0539 0.9486 0.1126
-3.500 -0.3631 0.05549 0.04688 -0.0561 0.9439 0.1117
-3.250 -0.4645 0.05553 0.04753 -0.0360 1.0000 0.1122
-3.000 -0.4422 0.05309 0.04470 -0.0365 1.0000 0.1115
-2.750 -0.4189 0.05102 0.04222 -0.0369 1.0000 0.1112
-2.500 -0.3957 0.04923 0.04004 -0.0370 1.0000 0.1108
-2.250 -0.3722 0.04777 0.03819 -0.0369 1.0000 0.1112
-2.000 -0.3493 0.04649 0.03661 -0.0367 1.0000 0.1160
-1.750 -0.3283 0.04568 0.03573 -0.0363 1.0000 0.1231
-1.500 -0.3061 0.04502 0.03480 -0.0356 1.0000 0.1304
-1.250 -0.2857 0.04461 0.03433 -0.0345 1.0000 0.1451
-1.000 -0.2674 0.04415 0.03406 -0.0331 1.0000 0.1654
-0.750 -0.2454 0.04373 0.03384 -0.0324 1.0000 0.2087
-0.500 -0.2373 0.04152 0.03512 -0.0259 1.0000 0.7507
-0.250 -0.2345 0.04178 0.03535 -0.0141 1.0000 1.0000
0.000 -0.2241 0.04197 0.03510 -0.0130 1.0000 1.0000
0.250 -0.2114 0.04232 0.03512 -0.0125 1.0000 1.0000
0.500 -0.1964 0.04285 0.03533 -0.0125 1.0000 1.0000
0.750 -0.1739 0.04392 0.03608 -0.0139 0.9976 1.0000
1.000 -0.1432 0.04571 0.03751 -0.0168 0.9920 1.0000
1.250 -0.1093 0.04782 0.03930 -0.0204 0.9847 1.0000
1.500 -0.0824 0.04921 0.04045 -0.0227 0.9764 1.0000
1.750 -0.0525 0.05113 0.04211 -0.0255 0.9693 1.0000
2.000 -0.0195 0.05324 0.04399 -0.0288 0.9600 1.0000
2.250 0.0040 0.05445 0.04502 -0.0304 0.9495 1.0000
2.500 0.0311 0.05629 0.04668 -0.0326 0.9414 1.0000
2.750 0.0653 0.05870 0.04890 -0.0361 0.9310 1.0000
3.000 0.0842 0.05966 0.04975 -0.0368 0.9196 1.0000
3.250 0.1098 0.06158 0.05153 -0.0388 0.9105 1.0000
3.500 0.1425 0.06398 0.05379 -0.0418 0.8998 1.0000
3.750 0.1594 0.06500 0.05473 -0.0422 0.8876 1.0000
4.000 0.1842 0.06710 0.05673 -0.0440 0.8787 1.0000
4.250 0.2152 0.06947 0.05901 -0.0467 0.8673 1.0000
4.500 0.2295 0.07053 0.06002 -0.0467 0.8549 1.0000
4.750 0.2531 0.07274 0.06216 -0.0483 0.8459 1.0000
5.000 0.2836 0.07525 0.06462 -0.0508 0.8342 1.0000
5.250 0.2957 0.07632 0.06567 -0.0506 0.8215 1.0000
5.500 0.3158 0.07846 0.06777 -0.0517 0.8119 1.0000
5.750 0.3487 0.08139 0.07067 -0.0545 0.8007 1.0000
6.000 0.3576 0.08241 0.07169 -0.0539 0.7878 1.0000
6.250 0.3743 0.08449 0.07376 -0.0547 0.7778 1.0000
6.500 0.4102 0.08793 0.07718 -0.0577 0.7672 1.0000
6.750 0.4160 0.08886 0.07814 -0.0569 0.7539 1.0000
7.000 0.4288 0.09083 0.08013 -0.0572 0.7431 1.0000
7.250 0.4687 0.09492 0.08424 -0.0607 0.7337 1.0000
7.500 0.4705 0.09566 0.08501 -0.0595 0.7202 1.0000
7.750 0.4799 0.09760 0.08698 -0.0596 0.7089 1.0000
8.000 0.5153 0.10159 0.09100 -0.0624 0.7001 1.0000
8.250 0.5214 0.10283 0.09229 -0.0619 0.6865 1.0000
8.500 0.5273 0.10474 0.09425 -0.0618 0.6750 1.0000
8.750 0.5573 0.10855 0.09814 -0.0640 0.6667 1.0000
9.000 0.5679 0.11033 0.09998 -0.0641 0.6532 1.0000
9.250 0.5707 0.11226 0.10196 -0.0639 0.6420 1.0000
9.500 0.5978 0.11607 0.10583 -0.0658 0.6338 1.0000
9.750 0.6094 0.11811 0.10797 -0.0661 0.6205 1.0000
10.000 0.6100 0.12015 0.11008 -0.0660 0.6100 1.0000
10.250 0.6368 0.12406 0.11407 -0.0678 0.6013 1.0000
10.500 0.6465 0.12613 0.11622 -0.0681 0.5882 1.0000
10.750 0.6465 0.12840 0.11856 -0.0683 0.5787 1.0000
11.000 0.6745 0.13249 0.12277 -0.0700 0.5694 1.0000
11.250 0.6795 0.13439 0.12474 -0.0702 0.5568 1.0000
11.500 0.6810 0.13701 0.12743 -0.0708 0.5482 1.0000
11.750 0.7098 0.14120 0.13174 -0.0724 0.5381 1.0000
12.000 0.7088 0.14289 0.13351 -0.0726 0.5264 1.0000
12.250 0.7142 0.14590 0.13662 -0.0735 0.5183 1.0000
12.500 0.7438 0.15024 0.14108 -0.0750 0.5072 1.0000
12.750 0.7363 0.15167 0.14258 -0.0754 0.4968 1.0000
13.000 0.7481 0.15523 0.14623 -0.0765 0.4892 1.0000
13.250 0.7782 0.15968 0.15083 -0.0778 0.4766 1.0000
13.500 0.7633 0.16080 0.15199 -0.0785 0.4683 1.0000
13.750 0.7836 0.16502 0.15633 -0.0798 0.4598 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 432 AIRFOIL (e432-il)