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

E471 (6.25%) (e471-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: E471 (6.25%) (e471-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 46.36 at α=6.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e471-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-e471-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: E471  (6.25%)                                   
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.500  -0.2886   0.10809   0.10192  -0.0273   1.0000   0.1433
  -8.250  -0.2950   0.10656   0.10047  -0.0266   1.0000   0.1476
  -8.000  -0.3100   0.10640   0.10044  -0.0261   1.0000   0.1493
  -7.750  -0.2979   0.10116   0.09522  -0.0244   1.0000   0.1541
  -7.500  -0.3005   0.09896   0.09308  -0.0230   1.0000   0.1596
  -7.250  -0.3160   0.09849   0.09274  -0.0218   1.0000   0.1627
  -7.000  -0.3363   0.09862   0.09301  -0.0200   1.0000   0.1636
  -6.750  -0.3148   0.09234   0.08671  -0.0183   1.0000   0.1725
  -6.500  -0.3318   0.09176   0.08624  -0.0163   1.0000   0.1762
  -6.250  -0.3523   0.09183   0.08646  -0.0157   1.0000   0.1776
  -6.000  -0.3377   0.08644   0.08107  -0.0125   1.0000   0.1857
  -5.750  -0.3519   0.08567   0.08041  -0.0127   1.0000   0.1908
  -5.500  -0.3486   0.08193   0.07672  -0.0106   1.0000   0.1964
  -5.250  -0.3557   0.08043   0.07529  -0.0116   1.0000   0.2048
  -5.000  -0.3831   0.08667   0.08103  -0.0233   1.0000   0.2061
  -4.750  -0.3798   0.08291   0.07732  -0.0169   1.0000   0.2153
  -4.500  -0.3740   0.08006   0.07446  -0.0171   1.0000   0.2278
  -4.250  -0.3609   0.07763   0.07204  -0.0235   1.0000   0.2484
  -4.000  -0.3557   0.07439   0.06884  -0.0205   1.0000   0.2639
  -3.750  -0.3486   0.07150   0.06599  -0.0184   1.0000   0.2812
  -3.500  -0.3351   0.06862   0.06312  -0.0203   1.0000   0.3061
  -3.250  -0.3223   0.06581   0.06031  -0.0206   1.0000   0.3334
  -3.000  -0.3126   0.06304   0.05758  -0.0189   1.0000   0.3620
  -2.250  -0.0168   0.03813   0.02984  -0.0899   1.0000   0.1340
  -2.000   0.0272   0.03490   0.02611  -0.0943   1.0000   0.1288
  -1.750   0.0706   0.03233   0.02288  -0.0979   1.0000   0.1272
  -1.500   0.1092   0.03026   0.02018  -0.1000   1.0000   0.1252
  -1.250   0.1421   0.02881   0.01835  -0.1010   1.0000   0.1283
  -1.000   0.1734   0.02774   0.01684  -0.1014   1.0000   0.1357
  -0.750   0.2025   0.02678   0.01577  -0.1015   1.0000   0.1543
  -0.500   0.2499   0.02310   0.01457  -0.1040   1.0000   0.6414
  -0.250   0.2545   0.02263   0.01396  -0.0993   1.0000   1.0000
   0.000   0.2788   0.02315   0.01393  -0.0992   1.0000   1.0000
   0.250   0.3021   0.02370   0.01410  -0.0992   1.0000   1.0000
   0.500   0.3249   0.02429   0.01435  -0.0991   1.0000   1.0000
   0.750   0.3470   0.02492   0.01474  -0.0990   1.0000   1.0000
   1.000   0.3686   0.02560   0.01521  -0.0989   1.0000   1.0000
   1.250   0.3898   0.02631   0.01576  -0.0988   1.0000   1.0000
   1.500   0.4105   0.02707   0.01640  -0.0986   1.0000   1.0000
   1.750   0.4307   0.02788   0.01709  -0.0985   1.0000   1.0000
   2.000   0.4505   0.02875   0.01788  -0.0984   1.0000   1.0000
   2.250   0.4699   0.02967   0.01875  -0.0983   1.0000   1.0000
   2.500   0.4887   0.03066   0.01971  -0.0982   1.0000   1.0000
   2.750   0.5070   0.03172   0.02076  -0.0981   1.0000   1.0000
   3.000   0.5248   0.03286   0.02194  -0.0981   1.0000   1.0000
   3.250   0.5419   0.03408   0.02318  -0.0981   1.0000   1.0000
   3.500   0.5778   0.03573   0.02491  -0.1018   0.9881   1.0000
   3.750   0.6294   0.03743   0.02672  -0.1079   0.9665   1.0000
   4.000   0.6814   0.03880   0.02830  -0.1135   0.9448   1.0000
   4.250   0.7248   0.03979   0.02948  -0.1173   0.9211   1.0000
   4.500   0.7703   0.04058   0.03049  -0.1210   0.8969   1.0000
   4.750   0.8191   0.04103   0.03122  -0.1245   0.8716   1.0000
   5.000   0.8698   0.04102   0.03162  -0.1276   0.8447   1.0000
   5.250   0.9229   0.04040   0.03141  -0.1301   0.8162   1.0000
   5.500   0.9850   0.03861   0.03014  -0.1324   0.7857   1.0000
   5.750   1.0613   0.03459   0.02693  -0.1339   0.7518   1.0000
   6.000   1.1380   0.02911   0.02223  -0.1331   0.7016   1.0000
   6.250   1.1817   0.02571   0.01919  -0.1284   0.6097   1.0000
   6.500   1.1997   0.02588   0.01833  -0.1220   0.4497   1.0000
   6.750   1.2004   0.02872   0.01998  -0.1165   0.3209   1.0000
   7.000   1.2082   0.03239   0.02255  -0.1128   0.2153   1.0000
   7.250   1.2152   0.03571   0.02530  -0.1095   0.1402   1.0000
   7.500   1.2451   0.03972   0.02896  -0.1089   0.0985   1.0000
   7.750   1.2783   0.04376   0.03286  -0.1093   0.0815   1.0000
   8.000   1.3067   0.04775   0.03755  -0.1080   0.0764   1.0000
   8.250   1.3294   0.05211   0.04252  -0.1065   0.0740   1.0000
   8.500   1.3448   0.05675   0.04774  -0.1043   0.0734   1.0000
   8.750   1.3524   0.06159   0.05322  -0.1015   0.0740   1.0000
   9.000   1.3539   0.06652   0.05873  -0.0984   0.0748   1.0000
   9.250   1.3505   0.07149   0.06421  -0.0953   0.0758   1.0000
   9.500   1.3416   0.07646   0.06963  -0.0922   0.0769   1.0000
   9.750   1.3294   0.08137   0.07489  -0.0893   0.0780   1.0000
  10.000   1.3149   0.08617   0.07997  -0.0867   0.0791   1.0000
  10.250   1.2984   0.09083   0.08482  -0.0843   0.0800   1.0000
  10.500   1.2868   0.09600   0.09013  -0.0828   0.0810   1.0000
  10.750   1.2811   0.10189   0.09610  -0.0822   0.0818   1.0000
  11.000   1.0779   0.10585   0.10084  -0.0746   0.0851   1.0000
  11.250   1.0231   0.11630   0.11141  -0.0816   0.0884   1.0000
<< Back to E471 (6.25%) (e471-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to E471 (6.25%) (e471-il)