Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to EPPLER 434 AIRFOIL (e434-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 434 AIRFOIL (e434-il)