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

EPPLER 435 AIRFOIL (e435-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 435 AIRFOIL (e435-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 19.45 at α=11.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e435-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-e435-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.500  -0.3014   0.12088   0.11434  -0.0654   0.9763   0.0451
 -10.250  -0.2892   0.11715   0.11060  -0.0679   0.9723   0.0444
 -10.000  -0.2838   0.11303   0.10650  -0.0703   0.9669   0.0437
  -9.750  -0.2795   0.10854   0.10203  -0.0734   0.9617   0.0428
  -9.500  -0.2763   0.10341   0.09692  -0.0774   0.9573   0.0420
  -9.250  -0.2812   0.09838   0.09193  -0.0802   0.9503   0.0412
  -8.750  -0.3230   0.08283   0.07630  -0.0921   0.9353   0.0383
  -8.500  -0.3330   0.07837   0.07176  -0.0955   0.9293   0.0380
  -8.250  -0.3543   0.07578   0.06913  -0.0945   0.9196   0.0378
  -8.000  -0.3619   0.07165   0.06483  -0.0971   0.9132   0.0375
  -7.750  -0.3774   0.06851   0.06153  -0.0961   0.9042   0.0374
  -7.500  -0.3753   0.06433   0.05704  -0.0981   0.8992   0.0372
  -7.250  -0.3837   0.06165   0.05411  -0.0962   0.8913   0.0372
  -7.000  -0.3775   0.05786   0.04985  -0.0971   0.8860   0.0376
  -6.750  -0.3617   0.05376   0.04504  -0.0989   0.8823   0.0384
  -6.500  -0.3580   0.05234   0.04358  -0.0967   0.8755   0.0393
  -6.250  -0.3388   0.05035   0.04135  -0.0972   0.8711   0.0413
  -6.000  -0.3129   0.04773   0.03825  -0.0984   0.8679   0.0431
  -5.750  -0.2947   0.04567   0.03572  -0.0976   0.8633   0.0445
  -5.500  -0.2773   0.04408   0.03385  -0.0964   0.8583   0.0459
  -5.250  -0.2525   0.04284   0.03250  -0.0965   0.8546   0.0494
  -5.000  -0.2229   0.04146   0.03085  -0.0966   0.8517   0.0543
  -4.750  -0.2047   0.04071   0.03005  -0.0952   0.8472   0.0586
  -4.500  -0.1890   0.04007   0.02932  -0.0932   0.8420   0.0649
  -4.250  -0.1649   0.03930   0.02843  -0.0925   0.8381   0.0740
  -4.000  -0.1372   0.03829   0.02746  -0.0929   0.8352   0.0894
  -3.750  -0.1220   0.03766   0.02688  -0.0917   0.8298   0.1080
  -3.500  -0.1021   0.03673   0.02613  -0.0916   0.8248   0.1427
  -3.250  -0.0709   0.03450   0.02498  -0.0951   0.8217   0.2879
  -3.000  -0.0571   0.03476   0.02653  -0.0903   0.8183   0.5597
  -2.750  -0.0495   0.03579   0.02739  -0.0864   0.8115   0.6185
  -2.500  -0.0351   0.03671   0.02814  -0.0828   0.8063   0.6610
  -2.250  -0.0178   0.03744   0.02870  -0.0790   0.8026   0.6951
  -2.000  -0.0153   0.03818   0.02937  -0.0736   0.7963   0.7198
  -1.750  -0.0086   0.03873   0.02983  -0.0687   0.7907   0.7464
  -1.500   0.0061   0.03901   0.02996  -0.0648   0.7868   0.7715
  -1.250   0.0171   0.03930   0.03009  -0.0618   0.7813   0.7885
  -1.000   0.0308   0.03952   0.03017  -0.0598   0.7752   0.7989
  -0.750   0.0606   0.03960   0.02999  -0.0609   0.7713   0.8080
  -0.500   0.0918   0.03954   0.02972  -0.0615   0.7684   0.8143
  -0.250   0.0993   0.04008   0.03015  -0.0598   0.7601   0.8213
   0.000   0.1272   0.04021   0.03011  -0.0606   0.7557   0.8270
   0.250   0.1607   0.04022   0.02994  -0.0619   0.7526   0.8323
   0.500   0.1716   0.04086   0.03048  -0.0608   0.7445   0.8383
   0.750   0.1986   0.04105   0.03054  -0.0614   0.7397   0.8434
   1.000   0.2326   0.04110   0.03045  -0.0629   0.7364   0.8484
   1.250   0.2436   0.04185   0.03114  -0.0619   0.7280   0.8543
   1.500   0.2713   0.04207   0.03126  -0.0626   0.7231   0.8594
   1.750   0.3058   0.04211   0.03121  -0.0640   0.7198   0.8649
   2.000   0.3147   0.04303   0.03209  -0.0629   0.7105   0.8713
   2.250   0.3439   0.04318   0.03218  -0.0636   0.7059   0.8768
   2.500   0.3664   0.04365   0.03261  -0.0637   0.7000   0.8835
   2.750   0.3841   0.04423   0.03318  -0.0633   0.6924   0.8906
   3.000   0.4172   0.04431   0.03322  -0.0645   0.6885   0.8977
   3.250   0.4281   0.04521   0.03415  -0.0635   0.6792   0.9060
   3.500   0.4576   0.04542   0.03435  -0.0644   0.6740   0.9149
   4.000   0.5023   0.04652   0.03552  -0.0650   0.6595   0.9386
   4.250   0.5423   0.04650   0.03553  -0.0674   0.6557   0.9552
   4.500   0.5539   0.04761   0.03669  -0.0673   0.6443   1.0000
   4.750   0.5936   0.04773   0.03680  -0.0697   0.6402   1.0000
   5.000   0.6073   0.04913   0.03823  -0.0700   0.6293   1.0000
   5.250   0.6456   0.04925   0.03838  -0.0721   0.6248   1.0000
   5.500   0.6596   0.05066   0.03982  -0.0723   0.6138   1.0000
   5.750   0.6973   0.05072   0.03990  -0.0742   0.6091   1.0000
   6.000   0.7104   0.05219   0.04142  -0.0742   0.5978   1.0000
   6.250   0.7484   0.05208   0.04138  -0.0759   0.5932   1.0000
   6.500   0.7599   0.05366   0.04301  -0.0757   0.5813   1.0000
   6.750   0.7983   0.05337   0.04278  -0.0771   0.5769   1.0000
   7.000   0.8085   0.05501   0.04450  -0.0767   0.5645   1.0000
   7.250   0.8479   0.05444   0.04402  -0.0779   0.5605   1.0000
   7.500   0.8564   0.05618   0.04583  -0.0773   0.5475   1.0000
   8.000   0.9044   0.05712   0.04696  -0.0775   0.5305   1.0000
   8.250   0.9146   0.05874   0.04867  -0.0770   0.5180   1.0000
   8.500   0.9526   0.05775   0.04782  -0.0774   0.5135   1.0000
   8.750   0.9607   0.05952   0.04969  -0.0767   0.5002   1.0000
   9.250   1.0084   0.05983   0.05026  -0.0760   0.4828   1.0000
   9.500   1.0177   0.06145   0.05199  -0.0753   0.4697   1.0000
   9.750   1.0595   0.05954   0.05023  -0.0752   0.4653   1.0000
  10.000   1.0667   0.06133   0.05214  -0.0744   0.4515   1.0000
  10.250   1.0771   0.06284   0.05379  -0.0736   0.4386   1.0000
  10.500   1.1220   0.06033   0.05145  -0.0733   0.4333   1.0000
  10.750   1.1298   0.06204   0.05328  -0.0724   0.4194   1.0000
  11.000   1.1406   0.06340   0.05479  -0.0716   0.4059   1.0000
  11.250   1.1570   0.06412   0.05564  -0.0708   0.3934   1.0000
  11.500   1.1880   0.06302   0.05467  -0.0700   0.3827   1.0000
  11.750   1.2145   0.06245   0.05422  -0.0692   0.3701   1.0000
  12.000   1.2246   0.06385   0.05573  -0.0683   0.3555   1.0000
  12.250   1.2355   0.06517   0.05715  -0.0675   0.3407   1.0000
  12.500   1.2461   0.06656   0.05864  -0.0666   0.3261   1.0000
  12.750   1.2563   0.06801   0.06019  -0.0658   0.3113   1.0000
  13.000   1.2653   0.06963   0.06189  -0.0651   0.2967   1.0000
  13.250   1.2729   0.07145   0.06377  -0.0643   0.2821   1.0000
  13.500   1.2797   0.07341   0.06580  -0.0637   0.2679   1.0000
  13.750   1.2855   0.07552   0.06797  -0.0631   0.2539   1.0000
  14.000   1.2910   0.07770   0.07020  -0.0626   0.2402   1.0000
  14.250   1.2961   0.07992   0.07245  -0.0622   0.2269   1.0000
  14.500   1.2982   0.08266   0.07525  -0.0620   0.2141   1.0000
  14.750   1.2944   0.08639   0.07911  -0.0621   0.2020   1.0000
  15.000   1.2932   0.08981   0.08263  -0.0623   0.1906   1.0000
  15.250   1.2945   0.09281   0.08567  -0.0625   0.1795   1.0000
  15.500   1.2992   0.09524   0.08805  -0.0625   0.1687   1.0000
  15.750   1.2908   0.10009   0.09314  -0.0636   0.1591   1.0000
  16.000   1.2897   0.10370   0.09683  -0.0643   0.1499   1.0000
  16.250   1.2939   0.10631   0.09941  -0.0646   0.1407   1.0000
  16.500   1.2837   0.11180   0.10515  -0.0664   0.1331   1.0000
  16.750   1.2876   0.11454   0.10786  -0.0670   0.1252   1.0000
  17.000   1.2777   0.12015   0.11371  -0.0692   0.1186   1.0000
  17.250   1.2813   0.12304   0.11658  -0.0701   0.1116   1.0000
  17.500   1.2689   0.12938   0.12318  -0.0729   0.1063   1.0000
  17.750   1.2773   0.13128   0.12499  -0.0735   0.0998   1.0000
  18.000   1.2579   0.13940   0.13344  -0.0777   0.0961   1.0000
  18.250   1.2520   0.14460   0.13875  -0.0804   0.0914   1.0000
  18.500   1.2526   0.14841   0.14260  -0.0823   0.0868   1.0000
  18.750   1.2189   0.16082   0.15528  -0.0899   0.0852   1.0000
  19.000   1.1650   0.18038   0.17490  -0.1020   0.0838   1.0000
<< Back to EPPLER 435 AIRFOIL (e435-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 435 AIRFOIL (e435-il)