EPPLER 435 AIRFOIL (e435-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 435 AIRFOIL (e435-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 48.02 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e435-il-100000.txt Download as CSV file: xf-e435-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 435 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.2705 0.11398 0.10966 -0.0659 0.9632 0.1062
-9.000 -0.2764 0.10994 0.10565 -0.0726 0.9588 0.1121
-8.750 -0.3250 0.10671 0.10254 -0.0788 0.9491 0.1134
-8.500 -0.2695 0.10315 0.09892 -0.0736 0.9488 0.1176
-8.250 -0.2578 0.09981 0.09556 -0.0764 0.9455 0.1236
-8.000 -0.2886 0.09715 0.09300 -0.0780 0.9368 0.1271
-7.750 -0.3525 0.09319 0.08909 -0.0841 0.9276 0.1283
-7.500 -0.2686 0.09014 0.08600 -0.0811 0.9300 0.1384
-7.250 -0.3007 0.08864 0.08458 -0.0777 0.9209 0.1395
-7.000 -0.3453 0.08329 0.07921 -0.0849 0.9132 0.1427
-6.000 -0.3859 0.05648 0.05021 -0.0912 0.8910 0.0622
-5.750 -0.3643 0.05262 0.04631 -0.0923 0.8876 0.0600
-5.500 -0.3275 0.04782 0.04022 -0.0953 0.8846 0.0533
-5.250 -0.2944 0.04507 0.03705 -0.0973 0.8816 0.0533
-5.000 -0.2846 0.04363 0.03535 -0.0951 0.8767 0.0533
-4.750 -0.2581 0.04168 0.03308 -0.0954 0.8729 0.0534
-4.500 -0.2244 0.03948 0.03075 -0.0966 0.8697 0.0548
-4.250 -0.1838 0.03818 0.02937 -0.0988 0.8670 0.0593
-4.000 -0.1756 0.03774 0.02880 -0.0961 0.8617 0.0638
-3.750 -0.1540 0.03701 0.02814 -0.0954 0.8571 0.0700
-3.500 -0.1207 0.03608 0.02723 -0.0964 0.8535 0.0851
-3.250 -0.0797 0.03470 0.02622 -0.0991 0.8509 0.1228
-3.000 -0.0544 0.03199 0.02566 -0.1017 0.8468 0.4345
-2.750 -0.0498 0.03350 0.02756 -0.0959 0.8407 0.6267
-2.500 -0.0324 0.03487 0.02886 -0.0916 0.8364 0.6710
-2.250 -0.0217 0.03600 0.02994 -0.0871 0.8318 0.6980
-2.000 -0.0220 0.03685 0.03076 -0.0819 0.8252 0.7162
-1.750 -0.0048 0.03757 0.03137 -0.0785 0.8206 0.7404
-1.500 0.0185 0.03815 0.03184 -0.0755 0.8175 0.7626
-1.250 0.0110 0.03882 0.03248 -0.0708 0.8095 0.7757
-1.000 0.0236 0.03915 0.03274 -0.0668 0.8046 0.7940
-0.750 0.0403 0.03939 0.03291 -0.0624 0.8013 0.8174
-0.500 0.0271 0.03987 0.03341 -0.0565 0.7928 0.8313
-0.250 0.0428 0.03995 0.03341 -0.0536 0.7880 0.8491
0.000 0.0858 0.04006 0.03332 -0.0561 0.7848 0.8578
0.250 0.0790 0.04059 0.03384 -0.0523 0.7756 0.8642
0.500 0.1178 0.04075 0.03384 -0.0548 0.7709 0.8699
0.750 0.1365 0.04116 0.03417 -0.0545 0.7642 0.8749
1.000 0.1573 0.04152 0.03445 -0.0545 0.7574 0.8798
1.250 0.2008 0.04159 0.03440 -0.0574 0.7534 0.8843
1.500 0.2080 0.04235 0.03512 -0.0561 0.7445 0.8893
1.750 0.2409 0.04249 0.03518 -0.0574 0.7391 0.8937
2.000 0.2879 0.04246 0.03505 -0.0604 0.7360 0.8983
2.250 0.2882 0.04347 0.03606 -0.0585 0.7248 0.9040
2.500 0.3299 0.04338 0.03590 -0.0607 0.7209 0.9087
2.750 0.3379 0.04438 0.03690 -0.0597 0.7107 0.9146
3.000 0.3756 0.04433 0.03680 -0.0613 0.7058 0.9204
3.250 0.4227 0.04402 0.03644 -0.0639 0.7031 0.9268
3.500 0.4223 0.04522 0.03768 -0.0620 0.6907 0.9348
3.750 0.4687 0.04488 0.03731 -0.0645 0.6876 0.9421
4.000 0.4740 0.04612 0.03860 -0.0635 0.6755 0.9527
4.250 0.5243 0.04572 0.03821 -0.0668 0.6722 0.9646
4.500 0.5380 0.04696 0.03951 -0.0674 0.6600 1.0000
4.750 0.5893 0.04654 0.03907 -0.0709 0.6565 1.0000
5.000 0.6029 0.04807 0.04063 -0.0715 0.6447 1.0000
5.250 0.6533 0.04754 0.04012 -0.0747 0.6411 1.0000
5.500 0.6692 0.04898 0.04159 -0.0754 0.6294 1.0000
5.750 0.7186 0.04833 0.04096 -0.0784 0.6257 1.0000
6.000 0.7742 0.04717 0.03985 -0.0817 0.6236 1.0000
6.250 0.7853 0.04878 0.04151 -0.0817 0.6102 1.0000
6.500 0.8405 0.04736 0.04014 -0.0847 0.6082 1.0000
7.000 0.8709 0.05001 0.04291 -0.0850 0.5837 1.0000
7.250 0.9189 0.04865 0.04162 -0.0869 0.5796 1.0000
7.500 0.9752 0.04642 0.03949 -0.0892 0.5779 1.0000
7.750 1.0344 0.04363 0.03681 -0.0914 0.5769 1.0000
8.000 1.0992 0.04031 0.03360 -0.0940 0.5764 1.0000
8.500 1.1256 0.04193 0.03538 -0.0919 0.5508 1.0000
8.750 1.1982 0.03785 0.03145 -0.0949 0.5491 1.0000
9.000 1.2956 0.03273 0.02645 -0.1010 0.5461 1.0000
9.250 1.3201 0.03241 0.02622 -0.1003 0.5323 1.0000
9.500 1.3533 0.03160 0.02547 -0.1005 0.5179 1.0000
9.750 1.3859 0.03089 0.02479 -0.1006 0.5018 1.0000
10.000 1.4154 0.03043 0.02434 -0.1004 0.4841 1.0000
10.250 1.4450 0.03009 0.02395 -0.1002 0.4649 1.0000
10.500 1.4484 0.03104 0.02492 -0.0971 0.4458 1.0000
10.750 1.4553 0.03193 0.02582 -0.0946 0.4259 1.0000
11.000 1.4649 0.03275 0.02659 -0.0925 0.4055 1.0000
11.250 1.4768 0.03356 0.02728 -0.0906 0.3848 1.0000
11.500 1.4760 0.03510 0.02883 -0.0877 0.3652 1.0000
11.750 1.4770 0.03665 0.03035 -0.0851 0.3456 1.0000
12.000 1.4789 0.03824 0.03188 -0.0828 0.3263 1.0000
12.250 1.4818 0.03985 0.03340 -0.0806 0.3074 1.0000
12.500 1.4820 0.04173 0.03522 -0.0785 0.2892 1.0000
12.750 1.4794 0.04388 0.03736 -0.0763 0.2718 1.0000
13.000 1.4772 0.04610 0.03958 -0.0743 0.2549 1.0000
13.250 1.4750 0.04844 0.04190 -0.0725 0.2385 1.0000
13.500 1.4730 0.05087 0.04431 -0.0709 0.2228 1.0000
13.750 1.4711 0.05341 0.04682 -0.0695 0.2078 1.0000
14.000 1.4691 0.05606 0.04946 -0.0682 0.1935 1.0000
14.250 1.4677 0.05876 0.05213 -0.0670 0.1800 1.0000
14.500 1.4667 0.06150 0.05482 -0.0660 0.1670 1.0000
14.750 1.4663 0.06427 0.05753 -0.0652 0.1547 1.0000
15.000 1.4612 0.06765 0.06105 -0.0645 0.1439 1.0000
15.250 1.4597 0.07078 0.06423 -0.0639 0.1334 1.0000
15.500 1.4605 0.07371 0.06712 -0.0634 0.1235 1.0000
15.750 1.4618 0.07658 0.06996 -0.0630 0.1144 1.0000
16.000 1.4579 0.08028 0.07386 -0.0628 0.1066 1.0000
16.250 1.4624 0.08297 0.07649 -0.0626 0.0987 1.0000
16.500 1.4586 0.08668 0.08036 -0.0627 0.0924 1.0000
16.750 1.4624 0.08960 0.08330 -0.0626 0.0860 1.0000
17.000 1.4590 0.09337 0.08723 -0.0630 0.0808 1.0000
17.250 1.4646 0.09612 0.08996 -0.0630 0.0752 1.0000
17.500 1.4571 0.10059 0.09470 -0.0638 0.0715 1.0000
17.750 1.4704 0.10231 0.09625 -0.0636 0.0660 1.0000
18.000 1.4573 0.10764 0.10196 -0.0650 0.0638 1.0000
18.250 1.4485 0.11246 0.10702 -0.0664 0.0611 1.0000
18.500 1.4637 0.11387 0.10825 -0.0663 0.0566 1.0000
18.750 1.4458 0.12012 0.11487 -0.0686 0.0555 1.0000
19.000 1.4291 0.12646 0.12153 -0.0714 0.0543 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 435 AIRFOIL (e435-il)