EPPLER 434 AIRFOIL (e434-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 434 AIRFOIL (e434-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 52.1 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e434-il-100000.txt Download as CSV file: xf-e434-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 434 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.2941 0.11126 0.10702 -0.0523 0.9821 0.0768
-8.750 -0.3015 0.10839 0.10420 -0.0612 0.9742 0.0786
-8.500 -0.3155 0.10546 0.10132 -0.0692 0.9649 0.0790
-8.250 -0.2681 0.09941 0.09521 -0.0630 0.9662 0.0826
-8.000 -0.2545 0.09589 0.09170 -0.0659 0.9612 0.0864
-7.750 -0.2539 0.09265 0.08847 -0.0702 0.9546 0.0897
-7.500 -0.2750 0.08942 0.08525 -0.0791 0.9442 0.0921
-7.250 -0.3006 0.08760 0.08327 -0.0823 0.9319 0.0928
-7.000 -0.2689 0.08212 0.07797 -0.0802 0.9313 0.0955
-6.750 -0.2515 0.07897 0.07481 -0.0812 0.9277 0.1001
-6.500 -0.2634 0.07700 0.07282 -0.0801 0.9183 0.1030
-6.250 -0.2951 0.07687 0.07215 -0.0828 0.9068 0.1076
-6.000 -0.2731 0.07111 0.06675 -0.0814 0.9043 0.1105
-5.750 -0.2552 0.06816 0.06376 -0.0822 0.9003 0.1164
-5.500 -0.2676 0.06619 0.06147 -0.0818 0.8921 0.1241
-5.250 -0.2541 0.06348 0.05891 -0.0800 0.8877 0.1291
-5.000 -0.2365 0.06027 0.05548 -0.0823 0.8837 0.1418
-4.750 -0.2412 0.05927 0.05427 -0.0797 0.8764 0.1554
-4.500 -0.2269 0.05695 0.05206 -0.0783 0.8718 0.1643
-3.750 -0.1534 0.04246 0.03515 -0.0786 0.8584 0.0679
-3.500 -0.1233 0.03948 0.03178 -0.0787 0.8549 0.0598
-3.250 -0.0829 0.03709 0.02853 -0.0794 0.8522 0.0542
-3.000 -0.0656 0.03590 0.02711 -0.0778 0.8469 0.0536
-2.750 -0.0446 0.03489 0.02580 -0.0764 0.8418 0.0542
-2.500 -0.0118 0.03345 0.02434 -0.0773 0.8383 0.0598
-2.250 0.0289 0.03218 0.02294 -0.0788 0.8357 0.0677
-2.000 0.0324 0.03217 0.02301 -0.0753 0.8285 0.0741
-1.750 0.0581 0.03132 0.02229 -0.0749 0.8240 0.0995
-1.500 0.0779 0.02791 0.02155 -0.0733 0.8213 0.5957
-1.250 0.2576 0.02845 0.02197 -0.0948 0.8244 1.0000
-1.000 0.2949 0.02845 0.02171 -0.0968 0.8210 1.0000
-0.750 0.2613 0.02945 0.02272 -0.0874 0.8105 1.0000
-0.500 0.2908 0.02958 0.02265 -0.0880 0.8061 1.0000
-0.250 0.2711 0.03038 0.02341 -0.0809 0.7970 1.0000
0.000 0.2907 0.03064 0.02351 -0.0798 0.7915 1.0000
0.250 0.3345 0.03064 0.02331 -0.0825 0.7886 1.0000
0.500 0.2973 0.03164 0.02432 -0.0728 0.7770 1.0000
0.750 0.3376 0.03170 0.02420 -0.0747 0.7736 1.0000
1.000 0.3198 0.03269 0.02515 -0.0684 0.7631 1.0000
1.250 0.3566 0.03281 0.02513 -0.0699 0.7589 1.0000
1.500 0.3574 0.03374 0.02599 -0.0666 0.7497 1.0000
1.750 0.3897 0.03394 0.02608 -0.0674 0.7444 1.0000
2.000 0.4250 0.03414 0.02619 -0.0686 0.7401 1.0000
2.250 0.4291 0.03508 0.02708 -0.0660 0.7299 1.0000
2.500 0.4733 0.03494 0.02687 -0.0681 0.7267 1.0000
2.750 0.4726 0.03617 0.02806 -0.0651 0.7152 1.0000
3.000 0.5158 0.03596 0.02780 -0.0670 0.7117 1.0000
3.250 0.5188 0.03715 0.02897 -0.0645 0.7003 1.0000
3.500 0.5615 0.03686 0.02866 -0.0662 0.6966 1.0000
3.750 0.5669 0.03804 0.02983 -0.0640 0.6853 1.0000
4.000 0.6094 0.03764 0.02942 -0.0655 0.6815 1.0000
4.250 0.6160 0.03883 0.03060 -0.0635 0.6701 1.0000
4.500 0.6593 0.03825 0.03004 -0.0650 0.6663 1.0000
4.750 0.7087 0.03730 0.02913 -0.0670 0.6642 1.0000
5.000 0.7118 0.03859 0.03044 -0.0646 0.6513 1.0000
5.250 0.7596 0.03751 0.02941 -0.0662 0.6487 1.0000
5.500 0.7669 0.03859 0.03051 -0.0641 0.6363 1.0000
5.750 0.7768 0.03958 0.03156 -0.0624 0.6243 1.0000
6.000 0.8250 0.03814 0.03021 -0.0637 0.6215 1.0000
6.250 0.8808 0.03602 0.02820 -0.0655 0.6202 1.0000
6.500 0.9432 0.03365 0.02595 -0.0684 0.6192 1.0000
6.750 0.9028 0.03756 0.02986 -0.0618 0.5960 1.0000
7.000 0.9574 0.03516 0.02761 -0.0632 0.5938 1.0000
7.250 1.0239 0.03228 0.02488 -0.0663 0.5919 1.0000
7.500 1.1059 0.02908 0.02187 -0.0720 0.5895 1.0000
7.750 1.1196 0.02908 0.02197 -0.0695 0.5767 1.0000
8.000 1.1433 0.02861 0.02162 -0.0683 0.5645 1.0000
8.250 1.1816 0.02750 0.02062 -0.0688 0.5525 1.0000
8.500 1.2187 0.02649 0.01970 -0.0693 0.5385 1.0000
8.750 1.2462 0.02590 0.01920 -0.0684 0.5223 1.0000
9.000 1.2705 0.02547 0.01881 -0.0672 0.5043 1.0000
9.250 1.3003 0.02496 0.01828 -0.0668 0.4842 1.0000
9.500 1.3038 0.02543 0.01881 -0.0629 0.4637 1.0000
9.750 1.3178 0.02565 0.01900 -0.0606 0.4415 1.0000
10.000 1.3245 0.02626 0.01959 -0.0575 0.4189 1.0000
10.250 1.3331 0.02691 0.02016 -0.0547 0.3955 1.0000
10.500 1.3350 0.02793 0.02115 -0.0515 0.3726 1.0000
10.750 1.3404 0.02893 0.02204 -0.0488 0.3495 1.0000
11.000 1.3391 0.03031 0.02342 -0.0456 0.3272 1.0000
11.250 1.3404 0.03169 0.02468 -0.0429 0.3055 1.0000
11.500 1.3390 0.03333 0.02629 -0.0402 0.2843 1.0000
11.750 1.3373 0.03507 0.02798 -0.0377 0.2640 1.0000
12.000 1.3375 0.03685 0.02961 -0.0355 0.2444 1.0000
12.250 1.3344 0.03892 0.03171 -0.0334 0.2257 1.0000
12.500 1.3321 0.04105 0.03381 -0.0314 0.2078 1.0000
12.750 1.3301 0.04327 0.03599 -0.0297 0.1909 1.0000
13.000 1.3286 0.04556 0.03822 -0.0281 0.1749 1.0000
13.250 1.3274 0.04795 0.04054 -0.0267 0.1599 1.0000
13.500 1.3265 0.05042 0.04298 -0.0255 0.1460 1.0000
13.750 1.3248 0.05304 0.04561 -0.0244 0.1331 1.0000
14.000 1.3242 0.05570 0.04832 -0.0234 0.1214 1.0000
14.250 1.3247 0.05841 0.05107 -0.0225 0.1107 1.0000
14.500 1.3269 0.06107 0.05374 -0.0217 0.1010 1.0000
14.750 1.3333 0.06346 0.05605 -0.0211 0.0917 1.0000
15.000 1.3309 0.06659 0.05940 -0.0206 0.0850 1.0000
15.250 1.3374 0.06925 0.06209 -0.0200 0.0780 1.0000
15.500 1.3383 0.07221 0.06516 -0.0197 0.0724 1.0000
15.750 1.3440 0.07519 0.06824 -0.0192 0.0670 1.0000
16.000 1.3394 0.07886 0.07215 -0.0192 0.0632 1.0000
16.250 1.3500 0.08149 0.07472 -0.0189 0.0582 1.0000
16.500 1.3381 0.08613 0.07972 -0.0194 0.0561 1.0000
16.750 1.3294 0.09055 0.08439 -0.0200 0.0537 1.0000
17.000 1.3431 0.09302 0.08673 -0.0198 0.0492 1.0000
17.250 1.3249 0.09862 0.09269 -0.0212 0.0486 1.0000
17.500 1.3056 0.10470 0.09911 -0.0232 0.0479 1.0000
17.750 1.2857 0.11127 0.10598 -0.0258 0.0474 1.0000
18.000 1.2645 0.11840 0.11337 -0.0290 0.0471 1.0000
18.250 1.2419 0.12618 0.12141 -0.0330 0.0471 1.0000
18.500 1.2176 0.13474 0.13020 -0.0379 0.0475 1.0000
18.750 1.1927 0.14400 0.13966 -0.0434 0.0482 1.0000
19.000 1.1681 0.15382 0.14961 -0.0495 0.0488 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 434 AIRFOIL (e434-il)