EPPLER 433 AIRFOIL (e433-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 433 AIRFOIL (e433-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 29.16 at α=11.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e433-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e433-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 433 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.4373 0.11953 0.11397 -0.0175 1.0000 0.2475
-7.500 -0.4281 0.11615 0.11062 -0.0152 1.0000 0.2583
-7.250 -0.4668 0.11608 0.11070 -0.0136 1.0000 0.2643
-7.000 -0.4560 0.11276 0.10741 -0.0111 1.0000 0.2786
-6.750 -0.4518 0.10990 0.10459 -0.0088 1.0000 0.2908
-6.500 -0.4600 0.10764 0.10241 -0.0063 1.0000 0.3033
-6.250 -0.5035 0.10764 0.10257 -0.0029 1.0000 0.3119
-6.000 -0.5093 0.10539 0.10038 0.0003 1.0000 0.3277
-5.750 -0.4841 0.10150 0.09649 0.0027 1.0000 0.3509
-5.500 -0.4904 0.09964 0.09469 0.0062 1.0000 0.3705
-5.250 -0.5149 0.09851 0.09367 0.0108 1.0000 0.3906
-5.000 -0.5034 0.09598 0.09118 0.0145 1.0000 0.4210
-3.750 -0.4622 0.05616 0.04825 -0.0388 1.0000 0.1236
-3.500 -0.4426 0.05235 0.04447 -0.0388 1.0000 0.1170
-3.250 -0.4116 0.04897 0.04023 -0.0399 1.0000 0.1064
-3.000 -0.3863 0.04642 0.03727 -0.0403 1.0000 0.1049
-2.750 -0.3604 0.04443 0.03480 -0.0404 1.0000 0.1059
-2.500 -0.3345 0.04277 0.03264 -0.0403 1.0000 0.1074
-2.250 -0.3094 0.04127 0.03076 -0.0398 1.0000 0.1089
-2.000 -0.2875 0.03987 0.02940 -0.0392 1.0000 0.1159
-1.750 -0.2648 0.03888 0.02824 -0.0380 1.0000 0.1270
-1.500 -0.2446 0.03812 0.02753 -0.0364 1.0000 0.1440
-1.250 -0.2233 0.03734 0.02687 -0.0349 1.0000 0.1765
-1.000 -0.1982 0.03415 0.02693 -0.0334 1.0000 0.5753
-0.750 -0.2301 0.03450 0.02773 -0.0165 1.0000 0.8706
-0.500 -0.2002 0.03433 0.02703 -0.0146 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1868 0.03449 0.02681 -0.0138 1.0000 1.0000
0.000 -0.1710 0.03481 0.02678 -0.0135 1.0000 1.0000
0.250 -0.1533 0.03526 0.02692 -0.0136 1.0000 1.0000
0.500 -0.1345 0.03583 0.02721 -0.0139 1.0000 1.0000
0.750 -0.1149 0.03650 0.02763 -0.0145 1.0000 1.0000
1.000 -0.0949 0.03725 0.02814 -0.0152 1.0000 1.0000
1.250 -0.0745 0.03809 0.02877 -0.0159 1.0000 1.0000
1.500 -0.0541 0.03900 0.02948 -0.0168 1.0000 1.0000
1.750 -0.0338 0.03997 0.03029 -0.0176 1.0000 1.0000
2.000 -0.0137 0.04101 0.03115 -0.0185 1.0000 1.0000
2.250 0.0063 0.04211 0.03211 -0.0194 1.0000 1.0000
2.500 0.0260 0.04327 0.03315 -0.0203 1.0000 1.0000
2.750 0.0454 0.04449 0.03426 -0.0212 1.0000 1.0000
3.000 0.0659 0.04585 0.03551 -0.0224 0.9992 1.0000
3.250 0.1017 0.04833 0.03786 -0.0266 0.9903 1.0000
3.500 0.1363 0.05077 0.04019 -0.0305 0.9792 1.0000
3.750 0.1684 0.05302 0.04236 -0.0339 0.9671 1.0000
4.000 0.1997 0.05517 0.04446 -0.0372 0.9530 1.0000
4.250 0.2298 0.05727 0.04652 -0.0401 0.9383 1.0000
4.500 0.2600 0.05936 0.04857 -0.0430 0.9222 1.0000
4.750 0.2904 0.06149 0.05068 -0.0458 0.9056 1.0000
5.000 0.3331 0.06447 0.05363 -0.0502 0.8860 1.0000
5.250 0.3523 0.06580 0.05499 -0.0511 0.8689 1.0000
5.500 0.4545 0.06456 0.05369 -0.0573 0.7699 1.0000
5.750 0.4908 0.06572 0.05488 -0.0593 0.7519 1.0000
6.000 0.5302 0.06681 0.05600 -0.0614 0.7350 1.0000
6.250 0.5516 0.06794 0.05718 -0.0617 0.7187 1.0000
6.500 0.5739 0.06909 0.05843 -0.0621 0.7026 1.0000
6.750 0.5976 0.07026 0.05967 -0.0626 0.6870 1.0000
7.000 0.6214 0.07144 0.06093 -0.0631 0.6714 1.0000
7.250 0.6451 0.07260 0.06217 -0.0635 0.6558 1.0000
7.500 0.6687 0.07374 0.06343 -0.0639 0.6403 1.0000
7.750 0.6920 0.07486 0.06466 -0.0641 0.6247 1.0000
8.000 0.7149 0.07601 0.06593 -0.0643 0.6093 1.0000
8.250 0.7376 0.07709 0.06715 -0.0644 0.5937 1.0000
8.500 0.7597 0.07822 0.06841 -0.0644 0.5783 1.0000
8.750 0.7819 0.07927 0.06959 -0.0642 0.5625 1.0000
9.000 0.8033 0.08038 0.07087 -0.0641 0.5470 1.0000
9.250 0.8257 0.08128 0.07192 -0.0637 0.5311 1.0000
9.500 0.8469 0.08231 0.07310 -0.0634 0.5155 1.0000
9.750 0.8703 0.08298 0.07395 -0.0629 0.4995 1.0000
10.000 0.8926 0.08373 0.07489 -0.0622 0.4838 1.0000
10.250 0.9185 0.08393 0.07528 -0.0614 0.4677 1.0000
10.500 0.9462 0.08373 0.07529 -0.0604 0.4518 1.0000
10.750 0.9817 0.08228 0.07411 -0.0590 0.4358 1.0000
11.000 1.0619 0.07364 0.06589 -0.0558 0.4204 1.0000
11.250 1.3453 0.04613 0.03867 -0.0599 0.3542 1.0000
11.500 1.3626 0.04690 0.03933 -0.0580 0.3246 1.0000
11.750 1.3787 0.04798 0.04027 -0.0561 0.2959 1.0000
12.000 1.3722 0.05023 0.04263 -0.0526 0.2768 1.0000
12.250 1.3878 0.05164 0.04383 -0.0510 0.2504 1.0000
12.500 1.3837 0.05410 0.04639 -0.0480 0.2332 1.0000
12.750 1.3821 0.05657 0.04893 -0.0454 0.2163 1.0000
13.000 1.3830 0.05915 0.05157 -0.0432 0.2002 1.0000
13.250 1.3830 0.06189 0.05437 -0.0411 0.1858 1.0000
13.500 1.3832 0.06489 0.05745 -0.0393 0.1730 1.0000
13.750 1.3847 0.06789 0.06054 -0.0377 0.1611 1.0000
14.000 1.0513 0.11797 0.11155 -0.0521 0.2407 1.0000
14.250 1.0285 0.12764 0.12117 -0.0558 0.2347 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 433 AIRFOIL (e433-il)