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

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
<< Back to EPPLER 432 AIRFOIL (e432-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 432 AIRFOIL (e432-il)