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

Polar data table (+)

Polar graphs


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