EPPLER 434 AIRFOIL (e434-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 434 AIRFOIL (e434-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 8.58 at α=13.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e434-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e434-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.250 -0.4565 0.11558 0.11047 -0.0152 1.0000 0.2166
-7.000 -0.4363 0.11124 0.10613 -0.0128 1.0000 0.2256
-6.750 -0.4657 0.11068 0.10568 -0.0106 1.0000 0.2312
-6.500 -0.5060 0.11032 0.10544 -0.0097 1.0000 0.2329
-6.250 -0.4852 0.10640 0.10154 -0.0058 1.0000 0.2451
-6.000 -0.5296 0.10559 0.10082 -0.0076 1.0000 0.2492
-5.750 -0.5144 0.10206 0.09733 -0.0031 1.0000 0.2627
-5.500 -0.5156 0.09922 0.09455 -0.0006 1.0000 0.2733
-5.250 -0.5271 0.09661 0.09200 0.0008 1.0000 0.2864
-5.000 -0.5366 0.09413 0.08956 0.0020 1.0000 0.3010
-4.750 -0.5371 0.09155 0.08703 0.0051 1.0000 0.3195
-4.250 -0.5443 0.08668 0.08225 0.0111 1.0000 0.3671
-2.750 -0.3942 0.05401 0.04653 -0.0306 1.0000 0.1357
-2.500 -0.3659 0.05074 0.04260 -0.0313 1.0000 0.1207
-2.250 -0.3430 0.04820 0.03974 -0.0314 1.0000 0.1158
-2.000 -0.3134 0.04625 0.03682 -0.0313 1.0000 0.1072
-1.750 -0.2903 0.04428 0.03457 -0.0311 1.0000 0.1058
-1.500 -0.2666 0.04292 0.03281 -0.0306 1.0000 0.1062
-1.250 -0.2440 0.04157 0.03131 -0.0303 1.0000 0.1117
-1.000 -0.2214 0.04077 0.03030 -0.0297 1.0000 0.1174
-0.750 -0.1986 0.04000 0.02934 -0.0288 1.0000 0.1266
-0.500 -0.1770 0.03952 0.02881 -0.0277 1.0000 0.1429
-0.250 -0.1529 0.03900 0.02837 -0.0269 1.0000 0.1806
0.000 -0.1351 0.03487 0.02788 -0.0218 1.0000 1.0000
0.250 -0.1149 0.03560 0.02768 -0.0211 1.0000 1.0000
0.500 -0.0964 0.03636 0.02799 -0.0208 1.0000 1.0000
0.750 -0.0782 0.03716 0.02842 -0.0207 1.0000 1.0000
1.000 -0.0601 0.03802 0.02897 -0.0206 1.0000 1.0000
1.250 -0.0422 0.03892 0.02960 -0.0205 1.0000 1.0000
1.500 -0.0244 0.03988 0.03031 -0.0206 1.0000 1.0000
1.750 -0.0067 0.04087 0.03108 -0.0206 1.0000 1.0000
2.000 0.0107 0.04192 0.03193 -0.0207 1.0000 1.0000
2.250 0.0280 0.04301 0.03284 -0.0208 1.0000 1.0000
2.500 0.0451 0.04415 0.03383 -0.0210 1.0000 1.0000
2.750 0.0620 0.04534 0.03487 -0.0212 1.0000 1.0000
3.000 0.0933 0.04766 0.03701 -0.0242 0.9944 1.0000
3.250 0.1291 0.05031 0.03950 -0.0280 0.9841 1.0000
3.500 0.1632 0.05283 0.04188 -0.0316 0.9718 1.0000
3.750 0.1941 0.05505 0.04401 -0.0346 0.9585 1.0000
4.000 0.2242 0.05726 0.04615 -0.0374 0.9442 1.0000
4.250 0.2508 0.05917 0.04800 -0.0395 0.9297 1.0000
4.500 0.2778 0.06122 0.05000 -0.0416 0.9143 1.0000
4.750 0.3020 0.06308 0.05183 -0.0431 0.8992 1.0000
5.000 0.3266 0.06504 0.05377 -0.0447 0.8837 1.0000
5.250 0.3493 0.06694 0.05567 -0.0460 0.8685 1.0000
5.500 0.3736 0.06901 0.05774 -0.0474 0.8525 1.0000
5.750 0.3956 0.07097 0.05972 -0.0485 0.8371 1.0000
6.000 0.4198 0.07313 0.06189 -0.0499 0.8209 1.0000
6.250 0.4431 0.07528 0.06407 -0.0511 0.8048 1.0000
6.500 0.4719 0.07782 0.06664 -0.0529 0.7879 1.0000
6.750 0.4899 0.07969 0.06856 -0.0533 0.7720 1.0000
7.000 0.5038 0.08135 0.07029 -0.0532 0.7553 1.0000
7.250 0.5168 0.08292 0.07191 -0.0530 0.7367 1.0000
7.500 0.6196 0.07888 0.06789 -0.0538 0.6390 1.0000
7.750 0.6428 0.08020 0.06933 -0.0539 0.6231 1.0000
8.000 0.6646 0.08154 0.07077 -0.0540 0.6077 1.0000
8.250 0.6854 0.08292 0.07225 -0.0539 0.5925 1.0000
8.500 0.7048 0.08435 0.07378 -0.0538 0.5776 1.0000
8.750 0.7242 0.08575 0.07532 -0.0536 0.5626 1.0000
9.000 0.7406 0.08736 0.07704 -0.0533 0.5481 1.0000
9.250 0.7585 0.08883 0.07863 -0.0530 0.5332 1.0000
9.500 0.7734 0.09056 0.08050 -0.0527 0.5188 1.0000
9.750 0.7898 0.09214 0.08221 -0.0523 0.5040 1.0000
10.000 0.8034 0.09400 0.08420 -0.0520 0.4898 1.0000
10.250 0.8196 0.09555 0.08589 -0.0515 0.4747 1.0000
10.500 0.8318 0.09757 0.08807 -0.0512 0.4606 1.0000
10.750 0.8456 0.09937 0.09000 -0.0507 0.4459 1.0000
11.000 0.8574 0.10145 0.09223 -0.0504 0.4317 1.0000
11.250 0.8702 0.10335 0.09427 -0.0499 0.4171 1.0000
11.500 0.8817 0.10553 0.09661 -0.0495 0.4033 1.0000
11.750 0.8940 0.10754 0.09877 -0.0491 0.3891 1.0000
12.000 0.9066 0.10951 0.10089 -0.0486 0.3750 1.0000
12.250 0.9200 0.11132 0.10286 -0.0480 0.3608 1.0000
12.500 0.9349 0.11291 0.10461 -0.0473 0.3467 1.0000
12.750 0.9496 0.11437 0.10626 -0.0465 0.3323 1.0000
13.000 0.9667 0.11538 0.10746 -0.0454 0.3180 1.0000
13.250 0.9192 0.12728 0.11924 -0.0500 0.3125 1.0000
13.500 1.0017 0.11672 0.10920 -0.0428 0.2890 1.0000
13.750 0.9433 0.13179 0.12404 -0.0493 0.2870 1.0000
14.000 0.9167 0.14075 0.13296 -0.0531 0.2828 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 434 AIRFOIL (e434-il)