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

EPPLER 49 AIRFOIL (e49-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 49 AIRFOIL (e49-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 37.5 at α=7.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e49-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-e49-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: EPPLER 49 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.500  -0.4056   0.13285   0.12668  -0.0153   1.0000   0.0966
  -8.250  -0.4173   0.13262   0.12654  -0.0146   1.0000   0.0975
  -8.000  -0.4308   0.13256   0.12659  -0.0139   1.0000   0.0979
  -7.750  -0.4079   0.12466   0.11860  -0.0121   1.0000   0.1041
  -7.500  -0.4132   0.12283   0.11683  -0.0107   1.0000   0.1077
  -7.250  -0.4219   0.12191   0.11601  -0.0107   1.0000   0.1106
  -7.000  -0.4275   0.12166   0.11585  -0.0147   1.0000   0.1121
  -6.750  -0.4193   0.11566   0.10987  -0.0097   1.0000   0.1167
  -6.500  -0.4172   0.11306   0.10731  -0.0096   1.0000   0.1216
  -6.250  -0.4145   0.11188   0.10619  -0.0152   1.0000   0.1258
  -6.000  -0.4104   0.10777   0.10214  -0.0138   1.0000   0.1286
  -5.750  -0.4052   0.10448   0.09888  -0.0122   1.0000   0.1350
  -5.500  -0.3895   0.10232   0.09673  -0.0215   1.0000   0.1412
  -5.250  -0.3891   0.09828   0.09274  -0.0156   1.0000   0.1465
  -5.000  -0.3693   0.09541   0.08986  -0.0235   1.0000   0.1559
  -4.750  -0.3654   0.09200   0.08649  -0.0200   1.0000   0.1636
  -4.500  -0.3497   0.08866   0.08315  -0.0234   1.0000   0.1733
  -4.250  -0.3316   0.08535   0.07984  -0.0268   1.0000   0.1866
  -4.000  -0.3133   0.08220   0.07667  -0.0296   1.0000   0.2007
  -3.750  -0.2827   0.07943   0.07375  -0.0365   1.0000   0.2252
  -3.500  -0.2684   0.07604   0.07040  -0.0368   1.0000   0.2414
  -3.250  -0.2580   0.07314   0.06754  -0.0351   1.0000   0.2612
  -3.000  -0.2356   0.07037   0.06475  -0.0378   1.0000   0.2984
  -2.750  -0.2209   0.06796   0.06235  -0.0373   1.0000   0.3367
  -2.500  -0.2129   0.06520   0.05966  -0.0342   1.0000   0.3732
  -1.250   0.0672   0.05107   0.04418  -0.0853   1.0000   0.3410
  -0.750   0.2283   0.04552   0.03599  -0.1087   1.0000   0.1376
  -0.500   0.2622   0.04476   0.03476  -0.1103   1.0000   0.1322
  -0.250   0.2942   0.04453   0.03389  -0.1111   1.0000   0.1264
   0.000   0.3234   0.04438   0.03345  -0.1117   1.0000   0.1257
   0.250   0.3497   0.04446   0.03323  -0.1116   1.0000   0.1275
   0.500   0.3757   0.04472   0.03334  -0.1117   1.0000   0.1331
   0.750   0.4023   0.04519   0.03368  -0.1120   1.0000   0.1471
   1.000   0.4311   0.04575   0.03440  -0.1130   1.0000   0.1902
   1.250   0.4561   0.04474   0.03496  -0.1128   1.0000   1.0000
   1.500   0.4746   0.04591   0.03564  -0.1121   1.0000   1.0000
   1.750   0.4922   0.04715   0.03662  -0.1117   1.0000   1.0000
   2.000   0.5092   0.04845   0.03772  -0.1114   1.0000   1.0000
   2.250   0.5257   0.04981   0.03893  -0.1112   1.0000   1.0000
   2.500   0.5417   0.05125   0.04026  -0.1110   1.0000   1.0000
   2.750   0.5572   0.05276   0.04170  -0.1108   1.0000   1.0000
   3.000   0.5722   0.05435   0.04325  -0.1107   1.0000   1.0000
   3.250   0.5866   0.05604   0.04491  -0.1106   1.0000   1.0000
   3.500   0.6122   0.05837   0.04724  -0.1129   0.9928   1.0000
   3.750   0.6973   0.06105   0.04993  -0.1247   0.9359   1.0000
   4.000   0.7455   0.06179   0.05071  -0.1292   0.9066   1.0000
   4.250   0.7841   0.06238   0.05138  -0.1320   0.8831   1.0000
   4.500   0.8217   0.06287   0.05204  -0.1345   0.8614   1.0000
   4.750   0.8661   0.06313   0.05244  -0.1377   0.8417   1.0000
   5.000   0.8988   0.06329   0.05277  -0.1391   0.8194   1.0000
   5.250   0.9524   0.06273   0.05252  -0.1428   0.8009   1.0000
   5.500   0.9864   0.06232   0.05234  -0.1436   0.7771   1.0000
   5.750   1.0276   0.06134   0.05165  -0.1448   0.7542   1.0000
   6.000   1.0853   0.05889   0.04959  -0.1471   0.7338   1.0000
   6.250   1.1264   0.05714   0.04831  -0.1472   0.7091   1.0000
   6.500   1.1845   0.05353   0.04523  -0.1482   0.6873   1.0000
   6.750   1.2604   0.04753   0.03993  -0.1498   0.6651   1.0000
   7.000   1.3564   0.03901   0.03232  -0.1518   0.6174   1.0000
   7.250   1.3672   0.03646   0.02954  -0.1437   0.5325   1.0000
   7.500   1.3538   0.03732   0.02967  -0.1352   0.4364   1.0000
   7.750   1.3417   0.03946   0.03127  -0.1286   0.3507   1.0000
   8.000   1.3221   0.04281   0.03389  -0.1220   0.2430   1.0000
   8.250   1.3016   0.04765   0.03752  -0.1165   0.1342   1.0000
   8.500   1.2998   0.05142   0.04081  -0.1129   0.0973   1.0000
   8.750   1.3099   0.05433   0.04354  -0.1104   0.0825   1.0000
   9.000   1.3578   0.05646   0.04571  -0.1112   0.0698   1.0000
   9.250   1.4605   0.06121   0.05057  -0.1197   0.0583   1.0000
   9.500   1.5087   0.06688   0.05694  -0.1220   0.0579   1.0000
   9.750   1.5333   0.07275   0.06335  -0.1217   0.0582   1.0000
  10.000   1.5347   0.07669   0.06782  -0.1181   0.0589   1.0000
  10.250   1.5208   0.07969   0.07136  -0.1126   0.0597   1.0000
  10.500   1.4981   0.08317   0.07538  -0.1068   0.0607   1.0000
  10.750   1.4737   0.08726   0.07995  -0.1019   0.0616   1.0000
  11.000   1.4491   0.09176   0.08486  -0.0979   0.0625   1.0000
  11.250   1.4243   0.09660   0.09005  -0.0948   0.0633   1.0000
  11.500   1.3990   0.10175   0.09551  -0.0928   0.0640   1.0000
  11.750   1.3732   0.10726   0.10129  -0.0919   0.0647   1.0000
  12.000   1.3475   0.11322   0.10748  -0.0921   0.0654   1.0000
<< Back to EPPLER 49 AIRFOIL (e49-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 49 AIRFOIL (e49-il)