EPPLER 433 AIRFOIL (e433-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 433 AIRFOIL (e433-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 26.71 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e433-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-e433-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.3756 0.10697 0.10070 -0.0546 0.9832 0.0441
-8.500 -0.3721 0.10323 0.09699 -0.0562 0.9784 0.0437
-8.250 -0.3687 0.09919 0.09296 -0.0589 0.9739 0.0431
-8.000 -0.3705 0.09514 0.08893 -0.0614 0.9687 0.0425
-7.750 -0.3773 0.09095 0.08476 -0.0642 0.9626 0.0420
-7.500 -0.3862 0.08690 0.08071 -0.0664 0.9564 0.0413
-7.250 -0.3933 0.08273 0.07648 -0.0682 0.9497 0.0405
-7.000 -0.3956 0.07812 0.07175 -0.0707 0.9440 0.0399
-6.750 -0.4012 0.07418 0.06766 -0.0711 0.9370 0.0392
-6.500 -0.3961 0.06955 0.06278 -0.0732 0.9320 0.0391
-6.250 -0.3963 0.06589 0.05888 -0.0728 0.9258 0.0386
-6.000 -0.3876 0.06192 0.05457 -0.0735 0.9206 0.0385
-5.750 -0.3702 0.05778 0.04997 -0.0752 0.9169 0.0385
-5.500 -0.3605 0.05470 0.04649 -0.0743 0.9114 0.0382
-5.250 -0.3421 0.05142 0.04273 -0.0746 0.9070 0.0381
-5.000 -0.3165 0.04841 0.03920 -0.0756 0.9036 0.0383
-4.750 -0.2886 0.04582 0.03612 -0.0766 0.9007 0.0391
-4.500 -0.2713 0.04408 0.03402 -0.0754 0.8956 0.0402
-4.250 -0.2445 0.04227 0.03170 -0.0754 0.8916 0.0433
-4.000 -0.2150 0.04068 0.02985 -0.0760 0.8885 0.0464
-3.750 -0.1838 0.03934 0.02828 -0.0764 0.8859 0.0498
-3.500 -0.1675 0.03857 0.02727 -0.0742 0.8803 0.0540
-3.250 -0.1432 0.03769 0.02639 -0.0735 0.8761 0.0614
-3.000 -0.1146 0.03684 0.02544 -0.0735 0.8729 0.0729
-2.750 -0.0914 0.03611 0.02465 -0.0729 0.8687 0.0904
-2.500 -0.0728 0.03530 0.02393 -0.0718 0.8632 0.1223
-2.250 -0.0458 0.03355 0.02310 -0.0732 0.8595 0.2489
-1.750 -0.0437 0.03314 0.02470 -0.0596 0.8483 0.7809
-1.500 -0.0383 0.03359 0.02504 -0.0529 0.8432 0.8408
-1.250 -0.0342 0.03381 0.02514 -0.0462 0.8376 0.8935
-1.000 0.1185 0.03493 0.02546 -0.0666 0.8416 0.9808
-0.750 0.1493 0.03514 0.02543 -0.0687 0.8353 0.9893
-0.500 0.1838 0.03531 0.02535 -0.0711 0.8300 0.9969
-0.250 0.2158 0.03540 0.02520 -0.0727 0.8261 1.0000
0.000 0.2110 0.03558 0.02531 -0.0682 0.8165 1.0000
0.250 0.2332 0.03562 0.02519 -0.0679 0.8115 1.0000
0.500 0.2308 0.03579 0.02529 -0.0637 0.8021 1.0000
0.750 0.2517 0.03585 0.02519 -0.0632 0.7967 1.0000
1.250 0.2756 0.03615 0.02529 -0.0594 0.7819 1.0000
1.500 0.2857 0.03647 0.02553 -0.0574 0.7733 1.0000
1.750 0.3121 0.03667 0.02561 -0.0578 0.7674 1.0000
2.250 0.3567 0.03733 0.02611 -0.0577 0.7529 1.0000
2.500 0.3786 0.03775 0.02646 -0.0577 0.7452 1.0000
2.750 0.4054 0.03808 0.02673 -0.0583 0.7382 1.0000
3.000 0.4288 0.03851 0.02712 -0.0584 0.7304 1.0000
3.250 0.4564 0.03883 0.02741 -0.0591 0.7231 1.0000
3.500 0.4787 0.03932 0.02788 -0.0591 0.7145 1.0000
3.750 0.5087 0.03957 0.02811 -0.0599 0.7076 1.0000
4.000 0.5289 0.04014 0.02869 -0.0597 0.6980 1.0000
4.250 0.5625 0.04021 0.02879 -0.0608 0.6919 1.0000
4.500 0.5802 0.04089 0.02948 -0.0603 0.6810 1.0000
4.750 0.6173 0.04074 0.02936 -0.0617 0.6759 1.0000
5.000 0.6335 0.04148 0.03014 -0.0609 0.6641 1.0000
5.500 0.6883 0.04188 0.03067 -0.0615 0.6471 1.0000
5.750 0.7063 0.04255 0.03141 -0.0609 0.6354 1.0000
6.000 0.7451 0.04198 0.03096 -0.0619 0.6304 1.0000
6.250 0.7612 0.04272 0.03178 -0.0611 0.6176 1.0000
6.500 0.7799 0.04331 0.03246 -0.0604 0.6056 1.0000
6.750 0.8190 0.04242 0.03169 -0.0611 0.6004 1.0000
7.000 0.8357 0.04307 0.03248 -0.0602 0.5873 1.0000
7.250 0.8548 0.04353 0.03305 -0.0594 0.5747 1.0000
7.750 0.9150 0.04266 0.03248 -0.0591 0.5559 1.0000
8.000 0.9345 0.04302 0.03298 -0.0582 0.5424 1.0000
8.250 0.9560 0.04320 0.03330 -0.0574 0.5291 1.0000
8.500 0.9800 0.04317 0.03344 -0.0567 0.5161 1.0000
8.750 1.0064 0.04292 0.03334 -0.0561 0.5029 1.0000
9.000 1.0333 0.04260 0.03317 -0.0555 0.4888 1.0000
9.250 1.0583 0.04244 0.03317 -0.0547 0.4734 1.0000
9.500 1.0817 0.04244 0.03330 -0.0538 0.4566 1.0000
9.750 1.1046 0.04248 0.03345 -0.0529 0.4387 1.0000
10.250 1.1469 0.04294 0.03406 -0.0509 0.4004 1.0000
10.500 1.1586 0.04398 0.03519 -0.0494 0.3802 1.0000
10.750 1.1732 0.04481 0.03606 -0.0481 0.3600 1.0000
11.000 1.1857 0.04583 0.03710 -0.0468 0.3402 1.0000
11.250 1.1921 0.04743 0.03880 -0.0453 0.3205 1.0000
11.500 1.1995 0.04896 0.04038 -0.0439 0.3013 1.0000
11.750 1.2069 0.05052 0.04194 -0.0425 0.2827 1.0000
12.000 1.2113 0.05242 0.04387 -0.0412 0.2647 1.0000
12.250 1.2138 0.05459 0.04611 -0.0399 0.2473 1.0000
12.500 1.2159 0.05684 0.04843 -0.0388 0.2306 1.0000
12.750 1.2175 0.05923 0.05087 -0.0378 0.2148 1.0000
13.000 1.2188 0.06175 0.05348 -0.0370 0.1999 1.0000
13.250 1.2193 0.06443 0.05622 -0.0363 0.1858 1.0000
13.500 1.2195 0.06725 0.05909 -0.0357 0.1726 1.0000
13.750 1.2191 0.07021 0.06210 -0.0353 0.1603 1.0000
14.000 1.2189 0.07320 0.06511 -0.0350 0.1490 1.0000
14.250 1.2175 0.07648 0.06850 -0.0349 0.1382 1.0000
14.500 1.2152 0.08007 0.07224 -0.0350 0.1282 1.0000
14.750 1.2144 0.08347 0.07571 -0.0352 0.1194 1.0000
15.000 1.2130 0.08694 0.07922 -0.0355 0.1111 1.0000
15.250 1.2096 0.09105 0.08358 -0.0361 0.1037 1.0000
15.500 1.2109 0.09416 0.08661 -0.0365 0.0969 1.0000
15.750 1.2038 0.09913 0.09193 -0.0379 0.0910 1.0000
16.000 1.2054 0.10232 0.09510 -0.0385 0.0852 1.0000
16.250 1.1974 0.10764 0.10072 -0.0402 0.0809 1.0000
16.500 1.1911 0.11263 0.10591 -0.0421 0.0766 1.0000
16.750 1.1946 0.11563 0.10886 -0.0429 0.0722 1.0000
17.000 1.1796 0.12275 0.11634 -0.0462 0.0699 1.0000
17.250 1.1641 0.13021 0.12408 -0.0501 0.0679 1.0000
17.500 1.1477 0.13819 0.13228 -0.0545 0.0663 1.0000
17.750 1.1235 0.14856 0.14285 -0.0607 0.0657 1.0000
18.000 1.0723 0.16812 0.16244 -0.0727 0.0678 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 433 AIRFOIL (e433-il)