EPPLER 431 AIRFOIL (e431-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 431 AIRFOIL (e431-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 22.1 at α=13.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e431-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e431-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 431 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 -0.4839 0.11768 0.11268 -0.0104 1.0000 0.2685
-6.750 -0.4610 0.11382 0.10882 -0.0081 1.0000 0.2820
-6.500 -0.5190 0.11433 0.10949 -0.0053 1.0000 0.2855
-6.250 -0.4749 0.10933 0.10445 -0.0030 1.0000 0.3081
-6.000 -0.5109 0.10879 0.10404 0.0003 1.0000 0.3177
-5.750 -0.5132 0.10655 0.10184 0.0033 1.0000 0.3338
-5.500 -0.5259 0.10475 0.10011 0.0068 1.0000 0.3509
-5.250 -0.5069 0.10199 0.09737 0.0102 1.0000 0.3815
-5.000 -0.5338 0.10092 0.09640 0.0146 1.0000 0.4015
-3.500 -0.4697 0.05611 0.04846 -0.0367 1.0000 0.1197
-3.250 -0.4469 0.05294 0.04494 -0.0374 1.0000 0.1148
-3.000 -0.4150 0.05032 0.04118 -0.0383 1.0000 0.1067
-2.750 -0.3920 0.04789 0.03853 -0.0384 1.0000 0.1053
-2.500 -0.3675 0.04603 0.03627 -0.0383 1.0000 0.1053
-2.250 -0.3436 0.04444 0.03434 -0.0381 1.0000 0.1086
-2.000 -0.3219 0.04327 0.03310 -0.0377 1.0000 0.1150
-1.750 -0.2982 0.04243 0.03189 -0.0369 1.0000 0.1214
-1.500 -0.2775 0.04158 0.03111 -0.0358 1.0000 0.1341
-1.250 -0.2577 0.04105 0.03057 -0.0343 1.0000 0.1518
-1.000 -0.2362 0.04033 0.03007 -0.0330 1.0000 0.1891
-0.750 -0.2197 0.03755 0.03074 -0.0292 1.0000 0.6549
-0.500 -0.2227 0.03786 0.03113 -0.0148 1.0000 1.0000
-0.250 -0.2122 0.03793 0.03076 -0.0135 1.0000 1.0000
0.000 -0.1993 0.03817 0.03064 -0.0128 1.0000 1.0000
0.250 -0.1839 0.03857 0.03071 -0.0126 1.0000 1.0000
0.500 -0.1669 0.03911 0.03096 -0.0128 1.0000 1.0000
0.750 -0.1487 0.03978 0.03135 -0.0132 1.0000 1.0000
1.000 -0.1297 0.04055 0.03187 -0.0138 1.0000 1.0000
1.250 -0.1102 0.04141 0.03250 -0.0145 1.0000 1.0000
1.500 -0.0905 0.04235 0.03322 -0.0153 1.0000 1.0000
1.750 -0.0706 0.04337 0.03405 -0.0162 1.0000 1.0000
2.000 -0.0508 0.04445 0.03495 -0.0170 1.0000 1.0000
2.250 -0.0256 0.04597 0.03628 -0.0190 0.9974 1.0000
2.500 0.0078 0.04817 0.03829 -0.0226 0.9904 1.0000
2.750 0.0446 0.05089 0.04081 -0.0267 0.9830 1.0000
3.000 0.0772 0.05303 0.04280 -0.0301 0.9726 1.0000
3.250 0.1047 0.05473 0.04439 -0.0325 0.9613 1.0000
3.500 0.1308 0.05645 0.04602 -0.0347 0.9499 1.0000
3.750 0.1574 0.05836 0.04783 -0.0370 0.9387 1.0000
4.000 0.1899 0.06097 0.05035 -0.0402 0.9288 1.0000
4.250 0.2224 0.06340 0.05271 -0.0434 0.9154 1.0000
4.500 0.2418 0.06462 0.05390 -0.0443 0.9017 1.0000
4.750 0.2622 0.06620 0.05545 -0.0455 0.8885 1.0000
5.000 0.2844 0.06812 0.05734 -0.0469 0.8763 1.0000
5.250 0.3131 0.07067 0.05986 -0.0494 0.8650 1.0000
5.500 0.3483 0.07367 0.06284 -0.0527 0.8512 1.0000
5.750 0.3645 0.07494 0.06412 -0.0531 0.8365 1.0000
6.000 0.3801 0.07646 0.06566 -0.0535 0.8224 1.0000
6.250 0.3968 0.07829 0.06753 -0.0542 0.8091 1.0000
6.500 0.4167 0.08043 0.06969 -0.0553 0.7961 1.0000
6.750 0.4416 0.08301 0.07229 -0.0571 0.7839 1.0000
7.000 0.4687 0.08561 0.07493 -0.0590 0.7695 1.0000
7.250 0.4955 0.08811 0.07750 -0.0607 0.7542 1.0000
7.500 0.5172 0.09030 0.07973 -0.0618 0.7383 1.0000
7.750 0.5275 0.09186 0.08136 -0.0617 0.7238 1.0000
8.000 0.5706 0.09095 0.08048 -0.0613 0.6658 1.0000
8.250 0.6235 0.08986 0.07946 -0.0616 0.6208 1.0000
8.500 0.6449 0.09138 0.08106 -0.0619 0.6047 1.0000
8.750 0.6666 0.09284 0.08261 -0.0622 0.5884 1.0000
9.000 0.6853 0.09457 0.08446 -0.0625 0.5739 1.0000
9.250 0.7050 0.09617 0.08615 -0.0626 0.5587 1.0000
9.500 0.7238 0.09793 0.08802 -0.0629 0.5445 1.0000
9.750 0.7433 0.09957 0.08979 -0.0630 0.5298 1.0000
10.000 0.7643 0.10119 0.09153 -0.0632 0.5157 1.0000
10.250 0.7867 0.10263 0.09310 -0.0633 0.5015 1.0000
10.500 0.8121 0.10373 0.09436 -0.0633 0.4874 1.0000
10.750 0.8361 0.10483 0.09562 -0.0632 0.4736 1.0000
11.000 0.8331 0.10826 0.09914 -0.0632 0.4600 1.0000
11.250 0.8315 0.11184 0.10281 -0.0635 0.4475 1.0000
11.500 0.8409 0.11441 0.10550 -0.0636 0.4343 1.0000
11.750 0.8548 0.11663 0.10787 -0.0636 0.4213 1.0000
12.000 0.8735 0.11827 0.10966 -0.0634 0.4077 1.0000
12.250 0.8972 0.11922 0.11078 -0.0630 0.3940 1.0000
12.500 0.9254 0.11936 0.11112 -0.0621 0.3798 1.0000
12.750 0.8853 0.12835 0.12007 -0.0648 0.3714 1.0000
13.250 1.3480 0.06455 0.05771 -0.0445 0.3012 1.0000
13.500 1.3898 0.06288 0.05589 -0.0433 0.2711 1.0000
13.750 1.3427 0.06977 0.06307 -0.0410 0.2681 1.0000
14.000 1.2787 0.08015 0.07365 -0.0406 0.2687 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 431 AIRFOIL (e431-il)