EPPLER 432 AIRFOIL (e432-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 432 AIRFOIL (e432-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 14.58 at α=1° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e432-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-e432-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.2577 0.13361 0.12713 -0.0499 1.0000 0.1042
-11.000 -0.2637 0.13192 0.12557 -0.0484 1.0000 0.1059
-10.750 -0.2749 0.13080 0.12459 -0.0462 1.0000 0.1062
-10.500 -0.2721 0.12779 0.12165 -0.0480 0.9956 0.1077
-10.000 -0.2690 0.11084 0.10465 -0.0648 0.9770 0.0517
-9.750 -0.2491 0.10695 0.10071 -0.0671 0.9692 0.0505
-9.500 -0.2360 0.10235 0.09611 -0.0710 0.9603 0.0489
-9.250 -0.2284 0.09745 0.09122 -0.0753 0.9501 0.0474
-8.750 -0.2342 0.08206 0.07578 -0.0918 0.9303 0.0430
-8.500 -0.2341 0.07770 0.07138 -0.0954 0.9185 0.0426
-8.250 -0.2397 0.07336 0.06696 -0.0985 0.9068 0.0421
-8.000 -0.2404 0.06878 0.06221 -0.1020 0.8975 0.0416
-7.750 -0.2468 0.06519 0.05845 -0.1027 0.8856 0.0411
-7.500 -0.2512 0.06175 0.05479 -0.1027 0.8749 0.0408
-7.250 -0.2476 0.05779 0.05049 -0.1036 0.8672 0.0405
-7.000 -0.2490 0.05503 0.04743 -0.1021 0.8566 0.0403
-6.750 -0.2367 0.05148 0.04344 -0.1026 0.8506 0.0403
-6.500 -0.2333 0.04910 0.04069 -0.1006 0.8409 0.0406
-6.250 -0.2154 0.04612 0.03717 -0.1006 0.8352 0.0416
-6.000 -0.2028 0.04388 0.03440 -0.0992 0.8276 0.0430
-5.750 -0.1831 0.04204 0.03233 -0.0988 0.8213 0.0450
-5.500 -0.1539 0.04001 0.02998 -0.0995 0.8173 0.0475
-5.250 -0.1397 0.03870 0.02837 -0.0975 0.8093 0.0491
-5.000 -0.1127 0.03705 0.02632 -0.0971 0.8043 0.0523
-4.750 -0.0802 0.03566 0.02481 -0.0979 0.8007 0.0580
-4.500 -0.0649 0.03498 0.02398 -0.0955 0.7932 0.0624
-4.250 -0.0392 0.03413 0.02302 -0.0949 0.7881 0.0708
-4.000 -0.0082 0.03305 0.02181 -0.0950 0.7846 0.0845
-3.750 0.0028 0.03271 0.02151 -0.0924 0.7772 0.0976
-3.500 0.0213 0.03194 0.02086 -0.0912 0.7717 0.1218
-3.250 0.0456 0.03068 0.01990 -0.0910 0.7680 0.1751
-3.000 0.0487 0.02997 0.01980 -0.0882 0.7605 0.2626
-2.750 0.0468 0.02904 0.02071 -0.0814 0.7550 0.5524
-2.500 0.0620 0.02987 0.02150 -0.0762 0.7513 0.7299
-2.250 0.0593 0.03089 0.02241 -0.0701 0.7432 0.7732
-2.000 0.0700 0.03155 0.02291 -0.0649 0.7381 0.8161
-1.750 0.0923 0.03194 0.02305 -0.0611 0.7349 0.8599
-1.500 0.1247 0.03259 0.02347 -0.0598 0.7300 0.9053
-1.250 0.2182 0.03274 0.02312 -0.0707 0.7277 0.9367
-1.000 0.2570 0.03284 0.02295 -0.0735 0.7230 0.9469
-0.750 0.3058 0.03268 0.02250 -0.0779 0.7197 0.9526
-0.500 0.3479 0.03246 0.02203 -0.0808 0.7171 0.9584
-0.250 0.3560 0.03343 0.02295 -0.0795 0.7081 0.9670
0.000 0.3880 0.03347 0.02282 -0.0810 0.7040 0.9726
0.250 0.4306 0.03330 0.02246 -0.0841 0.7012 0.9763
0.500 0.4345 0.03446 0.02360 -0.0822 0.6922 0.9849
0.750 0.4672 0.03462 0.02363 -0.0840 0.6880 0.9897
1.000 0.5038 0.03455 0.02342 -0.0860 0.6850 0.9937
1.250 0.4884 0.03609 0.02500 -0.0811 0.6751 1.0000
1.500 0.5006 0.03633 0.02516 -0.0791 0.6706 1.0000
1.750 0.5209 0.03638 0.02512 -0.0781 0.6672 1.0000
2.000 0.4616 0.03817 0.02699 -0.0662 0.6550 1.0000
2.250 0.4850 0.03814 0.02686 -0.0656 0.6521 1.0000
2.500 0.4422 0.04010 0.02886 -0.0573 0.6400 1.0000
2.750 0.4679 0.04024 0.02890 -0.0572 0.6367 1.0000
3.250 0.4821 0.04253 0.03112 -0.0544 0.6223 1.0000
3.500 0.5144 0.04265 0.03117 -0.0553 0.6195 1.0000
3.750 0.5084 0.04484 0.03335 -0.0534 0.6088 1.0000
4.000 0.5374 0.04520 0.03367 -0.0541 0.6049 1.0000
4.250 0.5723 0.04527 0.03369 -0.0551 0.6024 1.0000
4.500 0.5653 0.04774 0.03618 -0.0535 0.5909 1.0000
4.750 0.5975 0.04796 0.03637 -0.0544 0.5876 1.0000
5.000 0.5968 0.05018 0.03861 -0.0533 0.5772 1.0000
5.250 0.6254 0.05061 0.03904 -0.0539 0.5729 1.0000
5.750 0.6549 0.05323 0.04168 -0.0535 0.5584 1.0000
6.000 0.6882 0.05332 0.04181 -0.0542 0.5552 1.0000
6.250 0.6854 0.05582 0.04435 -0.0531 0.5439 1.0000
6.500 0.7171 0.05596 0.04452 -0.0537 0.5401 1.0000
7.000 0.7467 0.05857 0.04721 -0.0532 0.5249 1.0000
7.250 0.7481 0.06091 0.04962 -0.0525 0.5144 1.0000
7.500 0.7767 0.06115 0.04992 -0.0527 0.5096 1.0000
8.000 0.8072 0.06367 0.05257 -0.0522 0.4942 1.0000
8.250 0.8087 0.06610 0.05509 -0.0517 0.4833 1.0000
8.500 0.8381 0.06612 0.05520 -0.0517 0.4785 1.0000
9.000 0.8691 0.06852 0.05778 -0.0512 0.4627 1.0000
9.250 0.8681 0.07127 0.06062 -0.0507 0.4508 1.0000
9.500 0.9004 0.07080 0.06027 -0.0506 0.4467 1.0000
9.750 0.8982 0.07375 0.06330 -0.0502 0.4343 1.0000
10.000 0.9323 0.07294 0.06264 -0.0500 0.4306 1.0000
10.250 0.9285 0.07612 0.06591 -0.0497 0.4178 1.0000
10.750 0.9595 0.07830 0.06834 -0.0491 0.4013 1.0000
11.000 0.9580 0.08140 0.07154 -0.0490 0.3890 1.0000
11.250 0.9915 0.08020 0.07051 -0.0484 0.3850 1.0000
11.500 0.9875 0.08368 0.07410 -0.0484 0.3721 1.0000
12.000 1.0185 0.08558 0.07628 -0.0477 0.3554 1.0000
12.250 1.0152 0.08917 0.07998 -0.0479 0.3429 1.0000
12.500 1.0511 0.08701 0.07800 -0.0468 0.3391 1.0000
13.000 1.0433 0.09461 0.08582 -0.0476 0.3142 1.0000
13.250 1.0779 0.09235 0.08376 -0.0463 0.3095 1.0000
13.750 1.1145 0.09290 0.08461 -0.0453 0.2929 1.0000
14.000 1.1050 0.09772 0.08954 -0.0461 0.2801 1.0000
14.250 1.0975 0.10236 0.09429 -0.0471 0.2679 1.0000
14.500 1.1469 0.09724 0.08937 -0.0448 0.2633 1.0000
14.750 1.1312 0.10328 0.09551 -0.0463 0.2506 1.0000
15.000 1.1229 0.10820 0.10053 -0.0476 0.2391 1.0000
15.250 1.1794 0.10153 0.09403 -0.0444 0.2331 1.0000
15.500 1.1553 0.10921 0.10182 -0.0468 0.2212 1.0000
15.750 1.1437 0.11493 0.10765 -0.0487 0.2104 1.0000
16.000 1.1865 0.11035 0.10315 -0.0462 0.2024 1.0000
16.250 1.1702 0.11692 0.10985 -0.0486 0.1921 1.0000
16.500 1.1558 0.12339 0.11642 -0.0511 0.1827 1.0000
16.750 1.1973 0.11875 0.11183 -0.0484 0.1739 1.0000
17.000 1.1623 0.12940 0.12263 -0.0531 0.1651 1.0000
17.250 1.1676 0.13201 0.12533 -0.0541 0.1570 1.0000
17.500 1.1828 0.13251 0.12590 -0.0540 0.1487 1.0000
17.750 1.1417 0.14546 0.13895 -0.0605 0.1415 1.0000
18.000 1.1975 0.13683 0.13031 -0.0556 0.1332 1.0000
18.250 1.1175 0.15947 0.15306 -0.0679 0.1272 1.0000
18.500 1.1864 0.14686 0.14053 -0.0606 0.1200 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 432 AIRFOIL (e432-il)