EPPLER 435 AIRFOIL (e435-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 435 AIRFOIL (e435-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.64 at α=10.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e435-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e435-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.000 -0.4267 0.12025 0.11512 -0.0073 1.0000 0.3174
-6.750 -0.4707 0.12073 0.11576 -0.0049 1.0000 0.3278
-6.500 -0.4666 0.11838 0.11343 -0.0024 1.0000 0.3440
-6.250 -0.4684 0.11632 0.11142 0.0003 1.0000 0.3607
-6.000 -0.4644 0.11389 0.10903 0.0027 1.0000 0.3770
-5.750 -0.4525 0.11074 0.10589 0.0046 1.0000 0.3910
-5.500 -0.4514 0.10829 0.10349 0.0068 1.0000 0.4041
-5.250 -0.4565 0.10622 0.10148 0.0094 1.0000 0.4185
-5.000 -0.5718 0.06949 0.06297 -0.0466 1.0000 0.1287
-4.750 -0.5582 0.06546 0.05911 -0.0459 1.0000 0.1243
-4.500 -0.5292 0.05958 0.05227 -0.0505 1.0000 0.1118
-4.250 -0.5067 0.05605 0.04841 -0.0519 1.0000 0.1098
-4.000 -0.4806 0.05271 0.04457 -0.0536 1.0000 0.1078
-3.750 -0.4534 0.04988 0.04121 -0.0548 1.0000 0.1057
-3.500 -0.4268 0.04762 0.03850 -0.0555 1.0000 0.1059
-3.250 -0.4012 0.04602 0.03647 -0.0559 1.0000 0.1100
-3.000 -0.3760 0.04452 0.03461 -0.0559 1.0000 0.1153
-2.750 -0.3541 0.04339 0.03346 -0.0553 1.0000 0.1236
-2.500 -0.3327 0.04245 0.03249 -0.0542 1.0000 0.1355
-2.250 -0.3122 0.04172 0.03182 -0.0529 1.0000 0.1540
-2.000 -0.2913 0.04097 0.03126 -0.0518 1.0000 0.1841
-1.750 -0.2606 0.03854 0.03192 -0.0518 1.0000 0.5425
-1.500 -0.2785 0.04052 0.03402 -0.0382 1.0000 0.7126
-1.250 -0.2918 0.04131 0.03475 -0.0273 1.0000 0.7656
-1.000 -0.3005 0.04167 0.03501 -0.0183 1.0000 0.8095
-0.750 -0.3093 0.04162 0.03487 -0.0097 1.0000 0.8471
-0.500 -0.3148 0.04141 0.03455 -0.0023 1.0000 0.8862
-0.250 -0.1909 0.04539 0.03788 -0.0163 1.0000 1.0000
0.000 -0.1905 0.04485 0.03720 -0.0143 1.0000 1.0000
0.250 -0.1897 0.04431 0.03654 -0.0123 1.0000 1.0000
0.500 -0.1880 0.04378 0.03589 -0.0105 1.0000 1.0000
0.750 -0.1841 0.04339 0.03537 -0.0091 1.0000 1.0000
1.000 -0.1748 0.04333 0.03515 -0.0087 1.0000 1.0000
1.250 -0.1600 0.04362 0.03529 -0.0093 1.0000 1.0000
1.500 -0.1413 0.04423 0.03573 -0.0106 1.0000 1.0000
1.750 -0.1117 0.04568 0.03698 -0.0140 0.9965 1.0000
2.000 -0.0772 0.04759 0.03869 -0.0184 0.9908 1.0000
2.250 -0.0363 0.05020 0.04109 -0.0239 0.9836 1.0000
2.500 -0.0058 0.05169 0.04244 -0.0274 0.9746 1.0000
2.750 0.0262 0.05359 0.04420 -0.0312 0.9668 1.0000
3.000 0.0693 0.05665 0.04710 -0.0370 0.9582 1.0000
3.250 0.0956 0.05784 0.04821 -0.0397 0.9468 1.0000
3.500 0.1226 0.05945 0.04974 -0.0425 0.9363 1.0000
3.750 0.1578 0.06204 0.05224 -0.0467 0.9278 1.0000
4.000 0.1929 0.06438 0.05449 -0.0509 0.9155 1.0000
4.250 0.2148 0.06567 0.05574 -0.0527 0.9029 1.0000
4.500 0.2402 0.06761 0.05764 -0.0552 0.8921 1.0000
4.750 0.2812 0.07101 0.06097 -0.0602 0.8820 1.0000
5.000 0.3044 0.07249 0.06244 -0.0622 0.8682 1.0000
5.250 0.3236 0.07403 0.06398 -0.0636 0.8552 1.0000
5.500 0.3467 0.07616 0.06610 -0.0657 0.8438 1.0000
5.750 0.3841 0.07948 0.06939 -0.0698 0.8330 1.0000
6.000 0.4097 0.08152 0.07145 -0.0720 0.8185 1.0000
6.250 0.4236 0.08299 0.07296 -0.0726 0.8049 1.0000
6.500 0.4416 0.08505 0.07503 -0.0739 0.7921 1.0000
6.750 0.4666 0.08775 0.07775 -0.0761 0.7813 1.0000
7.000 0.5005 0.09086 0.08087 -0.0792 0.7677 1.0000
7.250 0.5214 0.09292 0.08300 -0.0806 0.7529 1.0000
7.500 0.5322 0.09465 0.08477 -0.0809 0.7388 1.0000
7.750 0.5447 0.09685 0.08702 -0.0816 0.7264 1.0000
8.000 0.5642 0.09948 0.08970 -0.0830 0.7143 1.0000
8.250 0.5900 0.10232 0.09260 -0.0849 0.7010 1.0000
8.500 0.6142 0.10492 0.09528 -0.0864 0.6859 1.0000
8.750 0.6337 0.10722 0.09765 -0.0874 0.6699 1.0000
9.000 0.7142 0.10125 0.09171 -0.0856 0.5822 1.0000
9.250 0.7340 0.10302 0.09356 -0.0860 0.5670 1.0000
9.500 0.7530 0.10486 0.09549 -0.0865 0.5523 1.0000
9.750 0.7724 0.10674 0.09748 -0.0869 0.5382 1.0000
10.000 0.7937 0.10847 0.09931 -0.0873 0.5239 1.0000
10.250 0.8194 0.10998 0.10093 -0.0877 0.5102 1.0000
10.500 0.8486 0.11102 0.10212 -0.0880 0.4958 1.0000
10.750 0.8506 0.11414 0.10534 -0.0882 0.4834 1.0000
11.000 0.8506 0.11749 0.10877 -0.0885 0.4709 1.0000
11.250 0.8626 0.11999 0.11138 -0.0887 0.4579 1.0000
11.500 0.8812 0.12193 0.11347 -0.0889 0.4445 1.0000
11.750 0.9049 0.12321 0.11488 -0.0888 0.4308 1.0000
12.000 0.9383 0.12330 0.11515 -0.0883 0.4170 1.0000
12.250 0.9116 0.12999 0.12187 -0.0899 0.4065 1.0000
12.500 0.9179 0.13329 0.12528 -0.0905 0.3951 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 435 AIRFOIL (e435-il)