EPPLER 434 AIRFOIL (e434-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 434 AIRFOIL (e434-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 23.48 at α=11.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e434-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-e434-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.2871 0.13819 0.13138 -0.0509 1.0000 0.0920
-11.250 -0.2977 0.13721 0.13054 -0.0512 1.0000 0.0926
-11.000 -0.3112 0.13640 0.12988 -0.0508 1.0000 0.0929
-10.750 -0.3033 0.13203 0.12560 -0.0482 1.0000 0.0940
-10.500 -0.3030 0.12964 0.12328 -0.0454 1.0000 0.0953
-10.250 -0.3092 0.12811 0.12184 -0.0427 1.0000 0.0965
-10.000 -0.3183 0.12693 0.12075 -0.0401 1.0000 0.0977
-9.750 -0.3114 0.12368 0.11752 -0.0420 0.9959 0.1001
-9.500 -0.3014 0.11999 0.11382 -0.0460 0.9894 0.1032
-9.250 -0.3095 0.11763 0.11154 -0.0538 0.9803 0.1072
-9.000 -0.3086 0.11409 0.10807 -0.0597 0.9724 0.1078
-8.750 -0.2881 0.10891 0.10285 -0.0599 0.9676 0.1088
-8.500 -0.2764 0.10471 0.09865 -0.0625 0.9614 0.1094
-8.250 -0.2638 0.09587 0.08965 -0.0685 0.9550 0.0527
-8.000 -0.2573 0.09190 0.08569 -0.0711 0.9477 0.0498
-7.750 -0.2710 0.08636 0.08017 -0.0778 0.9366 0.0459
-7.500 -0.2623 0.08220 0.07595 -0.0809 0.9302 0.0437
-7.250 -0.2627 0.07885 0.07257 -0.0819 0.9215 0.0427
-7.000 -0.2566 0.07471 0.06834 -0.0848 0.9151 0.0414
-6.750 -0.2601 0.07128 0.06482 -0.0851 0.9064 0.0404
-6.500 -0.2561 0.06676 0.06009 -0.0871 0.8999 0.0390
-6.250 -0.2630 0.06228 0.05511 -0.0866 0.8910 0.0369
-6.000 -0.2512 0.05905 0.05167 -0.0870 0.8855 0.0366
-5.750 -0.2362 0.05562 0.04792 -0.0876 0.8809 0.0363
-5.500 -0.2333 0.05339 0.04544 -0.0853 0.8731 0.0362
-5.250 -0.2144 0.04999 0.04155 -0.0857 0.8687 0.0363
-5.000 -0.2003 0.04745 0.03852 -0.0846 0.8632 0.0367
-4.750 -0.1872 0.04569 0.03660 -0.0833 0.8571 0.0383
-4.500 -0.1619 0.04361 0.03417 -0.0838 0.8533 0.0401
-4.250 -0.1317 0.04123 0.03126 -0.0846 0.8503 0.0419
-4.000 -0.1230 0.03998 0.02968 -0.0815 0.8427 0.0427
-3.750 -0.0945 0.03817 0.02738 -0.0814 0.8389 0.0441
-3.500 -0.0617 0.03662 0.02562 -0.0822 0.8361 0.0485
-3.250 -0.0462 0.03597 0.02477 -0.0801 0.8300 0.0524
-3.000 -0.0222 0.03500 0.02364 -0.0792 0.8252 0.0570
-2.750 0.0092 0.03405 0.02253 -0.0794 0.8219 0.0681
-2.500 0.0438 0.03301 0.02142 -0.0804 0.8194 0.0890
-2.250 0.0482 0.03289 0.02130 -0.0768 0.8113 0.1077
-2.000 0.0715 0.03165 0.02058 -0.0764 0.8072 0.1863
-1.750 0.2581 0.02931 0.02013 -0.0990 0.8180 0.9980
-1.500 0.2603 0.02981 0.02045 -0.0955 0.8095 1.0000
-1.250 0.2847 0.02988 0.02021 -0.0952 0.8052 1.0000
-1.000 0.2783 0.03049 0.02070 -0.0902 0.7965 1.0000
-0.750 0.2965 0.03069 0.02067 -0.0889 0.7911 1.0000
-0.500 0.3061 0.03105 0.02085 -0.0863 0.7849 1.0000
-0.250 0.3066 0.03153 0.02119 -0.0822 0.7770 1.0000
0.000 0.3353 0.03162 0.02106 -0.0825 0.7733 1.0000
0.250 0.3197 0.03239 0.02176 -0.0760 0.7632 1.0000
0.500 0.3446 0.03256 0.02175 -0.0757 0.7588 1.0000
0.750 0.3410 0.03326 0.02234 -0.0712 0.7501 1.0000
1.000 0.3617 0.03357 0.02249 -0.0703 0.7446 1.0000
1.250 0.3948 0.03366 0.02242 -0.0712 0.7414 1.0000
1.500 0.3889 0.03462 0.02331 -0.0668 0.7309 1.0000
1.750 0.4198 0.03478 0.02333 -0.0673 0.7270 1.0000
2.000 0.4226 0.03570 0.02418 -0.0643 0.7175 1.0000
2.250 0.4509 0.03596 0.02434 -0.0646 0.7127 1.0000
2.500 0.4618 0.03675 0.02507 -0.0627 0.7044 1.0000
2.750 0.4859 0.03714 0.02539 -0.0625 0.6984 1.0000
3.000 0.5144 0.03741 0.02559 -0.0627 0.6936 1.0000
3.250 0.5234 0.03834 0.02649 -0.0608 0.6839 1.0000
3.500 0.5577 0.03836 0.02650 -0.0616 0.6801 1.0000
3.750 0.5624 0.03951 0.02763 -0.0593 0.6691 1.0000
4.000 0.5966 0.03950 0.02760 -0.0600 0.6651 1.0000
4.250 0.6023 0.04068 0.02878 -0.0580 0.6540 1.0000
4.500 0.6370 0.04058 0.02870 -0.0586 0.6499 1.0000
4.750 0.6432 0.04179 0.02995 -0.0567 0.6384 1.0000
5.000 0.6790 0.04156 0.02975 -0.0574 0.6345 1.0000
5.500 0.7002 0.04363 0.03189 -0.0544 0.6130 1.0000
5.750 0.7285 0.04369 0.03201 -0.0543 0.6065 1.0000
6.000 0.7395 0.04474 0.03316 -0.0530 0.5954 1.0000
6.250 0.7733 0.04438 0.03288 -0.0532 0.5904 1.0000
6.500 0.7823 0.04556 0.03412 -0.0517 0.5782 1.0000
6.750 0.8198 0.04480 0.03350 -0.0520 0.5742 1.0000
7.000 0.8279 0.04603 0.03482 -0.0504 0.5613 1.0000
7.250 0.8390 0.04709 0.03597 -0.0491 0.5492 1.0000
7.500 0.8677 0.04676 0.03576 -0.0487 0.5422 1.0000
7.750 0.8858 0.04720 0.03635 -0.0477 0.5316 1.0000
8.000 0.8978 0.04817 0.03743 -0.0464 0.5192 1.0000
8.250 0.9321 0.04714 0.03656 -0.0460 0.5132 1.0000
8.500 0.9473 0.04776 0.03734 -0.0448 0.5012 1.0000
9.000 0.9765 0.04913 0.03899 -0.0424 0.4761 1.0000
9.250 1.0175 0.04723 0.03731 -0.0419 0.4696 1.0000
9.500 1.0313 0.04790 0.03813 -0.0406 0.4558 1.0000
9.750 1.0471 0.04839 0.03877 -0.0393 0.4420 1.0000
10.000 1.0647 0.04869 0.03923 -0.0381 0.4280 1.0000
10.250 1.0841 0.04880 0.03950 -0.0370 0.4136 1.0000
10.500 1.1039 0.04887 0.03971 -0.0357 0.3985 1.0000
10.750 1.1236 0.04896 0.03992 -0.0345 0.3827 1.0000
11.000 1.1435 0.04902 0.04007 -0.0333 0.3659 1.0000
11.250 1.1603 0.04942 0.04055 -0.0320 0.3484 1.0000
11.500 1.1665 0.05094 0.04217 -0.0307 0.3303 1.0000
11.750 1.1741 0.05236 0.04366 -0.0294 0.3123 1.0000
12.000 1.1818 0.05379 0.04514 -0.0282 0.2944 1.0000
12.250 1.1889 0.05531 0.04669 -0.0270 0.2771 1.0000
12.500 1.1949 0.05697 0.04838 -0.0259 0.2603 1.0000
12.750 1.1979 0.05905 0.05048 -0.0249 0.2441 1.0000
13.000 1.1989 0.06143 0.05293 -0.0241 0.2285 1.0000
13.250 1.1994 0.06396 0.05551 -0.0234 0.2136 1.0000
13.500 1.1998 0.06657 0.05816 -0.0228 0.1993 1.0000
13.750 1.1997 0.06930 0.06092 -0.0223 0.1859 1.0000
14.000 1.1990 0.07221 0.06389 -0.0221 0.1731 1.0000
14.250 1.1963 0.07556 0.06738 -0.0220 0.1611 1.0000
14.500 1.1936 0.07902 0.07094 -0.0222 0.1499 1.0000
14.750 1.1916 0.08242 0.07442 -0.0224 0.1396 1.0000
15.000 1.1912 0.08558 0.07758 -0.0226 0.1300 1.0000
15.250 1.1876 0.08948 0.08164 -0.0232 0.1211 1.0000
15.500 1.1841 0.09346 0.08574 -0.0239 0.1132 1.0000
15.750 1.1857 0.09644 0.08868 -0.0243 0.1055 1.0000
16.000 1.1776 0.10157 0.09410 -0.0258 0.0993 1.0000
16.250 1.1805 0.10437 0.09681 -0.0263 0.0926 1.0000
16.500 1.1696 0.11030 0.10310 -0.0284 0.0881 1.0000
16.750 1.1675 0.11432 0.10721 -0.0298 0.0829 1.0000
17.000 1.1618 0.11925 0.11230 -0.0317 0.0787 1.0000
17.250 1.1474 0.12630 0.11963 -0.0351 0.0760 1.0000
17.500 1.1375 0.13249 0.12598 -0.0381 0.0730 1.0000
17.750 1.1423 0.13523 0.12869 -0.0391 0.0687 1.0000
18.000 1.1182 0.14528 0.13900 -0.0449 0.0680 1.0000
18.250 1.0870 0.15801 0.15186 -0.0524 0.0680 1.0000
18.500 1.0501 0.17407 0.16789 -0.0618 0.0681 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 434 AIRFOIL (e434-il)