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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 435 AIRFOIL (e435-il)