EPPLER 431 AIRFOIL (e431-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 431 AIRFOIL (e431-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 19.81 at α=12° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e431-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-e431-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.2867 0.10946 0.10306 -0.0672 0.9685 0.0467
-9.250 -0.2774 0.10569 0.09929 -0.0693 0.9629 0.0454
-9.000 -0.2706 0.10115 0.09476 -0.0730 0.9579 0.0440
-8.750 -0.2720 0.09672 0.09037 -0.0759 0.9504 0.0427
-8.500 -0.2915 0.08799 0.08161 -0.0849 0.9419 0.0397
-8.250 -0.2938 0.08451 0.07812 -0.0865 0.9345 0.0393
-8.000 -0.3007 0.08103 0.07461 -0.0881 0.9272 0.0389
-7.750 -0.3093 0.07766 0.07120 -0.0889 0.9189 0.0385
-7.500 -0.3165 0.07393 0.06735 -0.0897 0.9114 0.0381
-7.250 -0.3225 0.07058 0.06387 -0.0897 0.9036 0.0376
-7.000 -0.3224 0.06651 0.05955 -0.0907 0.8979 0.0373
-6.750 -0.3289 0.06388 0.05674 -0.0887 0.8897 0.0369
-6.500 -0.3205 0.05993 0.05241 -0.0896 0.8849 0.0366
-6.250 -0.3199 0.05711 0.04928 -0.0879 0.8782 0.0368
-6.000 -0.3106 0.05414 0.04591 -0.0872 0.8725 0.0373
-5.750 -0.2906 0.05087 0.04209 -0.0880 0.8688 0.0382
-5.500 -0.2798 0.04847 0.03915 -0.0864 0.8630 0.0392
-5.250 -0.2632 0.04641 0.03677 -0.0856 0.8578 0.0406
-5.000 -0.2377 0.04446 0.03455 -0.0861 0.8542 0.0422
-4.750 -0.2064 0.04227 0.03192 -0.0869 0.8516 0.0439
-4.500 -0.1953 0.04124 0.03060 -0.0844 0.8452 0.0454
-4.250 -0.1712 0.03994 0.02905 -0.0838 0.8408 0.0493
-4.000 -0.1419 0.03880 0.02772 -0.0839 0.8377 0.0543
-3.750 -0.1096 0.03766 0.02647 -0.0843 0.8352 0.0608
-3.500 -0.1018 0.03741 0.02606 -0.0809 0.8282 0.0674
-3.250 -0.0785 0.03668 0.02529 -0.0801 0.8240 0.0797
-3.000 -0.0510 0.03573 0.02440 -0.0803 0.8208 0.1023
-2.750 -0.0339 0.03503 0.02384 -0.0791 0.8159 0.1378
-2.500 -0.0198 0.03385 0.02335 -0.0781 0.8102 0.2293
-2.250 -0.0201 0.03250 0.02424 -0.0713 0.8062 0.6023
-2.000 -0.0051 0.03324 0.02481 -0.0664 0.8028 0.7656
-1.750 -0.0117 0.03402 0.02552 -0.0596 0.7945 0.8064
-1.500 -0.0037 0.03444 0.02578 -0.0537 0.7899 0.8542
-1.250 0.0233 0.03480 0.02594 -0.0501 0.7873 0.9166
-1.000 0.1610 0.03557 0.02599 -0.0691 0.7883 0.9667
-0.750 0.1922 0.03587 0.02606 -0.0711 0.7827 0.9751
-0.500 0.2220 0.03617 0.02614 -0.0729 0.7770 0.9826
-0.250 0.2615 0.03624 0.02599 -0.0759 0.7733 0.9879
0.000 0.3033 0.03622 0.02574 -0.0791 0.7706 0.9927
0.250 0.3034 0.03700 0.02647 -0.0763 0.7609 1.0000
0.500 0.3225 0.03707 0.02640 -0.0755 0.7564 1.0000
1.000 0.3227 0.03778 0.02698 -0.0681 0.7417 1.0000
1.500 0.3263 0.03846 0.02751 -0.0613 0.7272 1.0000
1.750 0.3520 0.03851 0.02744 -0.0613 0.7233 1.0000
2.000 0.3469 0.03928 0.02817 -0.0576 0.7134 1.0000
2.250 0.3741 0.03949 0.02828 -0.0580 0.7088 1.0000
2.500 0.3853 0.04021 0.02893 -0.0567 0.7008 1.0000
2.750 0.4083 0.04066 0.02932 -0.0568 0.6947 1.0000
3.000 0.4429 0.04079 0.02937 -0.0582 0.6911 1.0000
3.250 0.4489 0.04190 0.03045 -0.0566 0.6806 1.0000
3.500 0.4820 0.04209 0.03059 -0.0578 0.6764 1.0000
3.750 0.4928 0.04314 0.03164 -0.0568 0.6666 1.0000
4.000 0.5237 0.04342 0.03190 -0.0577 0.6615 1.0000
4.250 0.5383 0.04440 0.03287 -0.0572 0.6526 1.0000
4.500 0.5668 0.04476 0.03322 -0.0578 0.6465 1.0000
5.000 0.6107 0.04607 0.03455 -0.0579 0.6312 1.0000
5.500 0.6551 0.04733 0.03588 -0.0579 0.6156 1.0000
6.000 0.7001 0.04849 0.03713 -0.0579 0.5996 1.0000
6.250 0.7126 0.04968 0.03840 -0.0572 0.5889 1.0000
6.500 0.7453 0.04956 0.03835 -0.0577 0.5835 1.0000
6.750 0.7556 0.05090 0.03975 -0.0568 0.5718 1.0000
7.000 0.7912 0.05047 0.03943 -0.0574 0.5671 1.0000
7.250 0.7998 0.05193 0.04097 -0.0564 0.5546 1.0000
7.500 0.8379 0.05114 0.04029 -0.0570 0.5506 1.0000
7.750 0.8455 0.05269 0.04193 -0.0559 0.5375 1.0000
8.000 0.8566 0.05400 0.04335 -0.0551 0.5255 1.0000
8.250 0.8929 0.05309 0.04258 -0.0552 0.5206 1.0000
8.500 0.9018 0.05456 0.04415 -0.0543 0.5076 1.0000
9.000 0.9501 0.05454 0.04443 -0.0533 0.4902 1.0000
9.250 0.9601 0.05590 0.04590 -0.0524 0.4771 1.0000
9.750 1.0121 0.05526 0.04559 -0.0512 0.4590 1.0000
10.000 1.0228 0.05651 0.04698 -0.0503 0.4457 1.0000
10.500 1.0747 0.05568 0.04647 -0.0488 0.4251 1.0000
10.750 1.0941 0.05592 0.04686 -0.0480 0.4125 1.0000
11.000 1.1077 0.05681 0.04791 -0.0470 0.3984 1.0000
11.250 1.1233 0.05749 0.04873 -0.0461 0.3845 1.0000
11.500 1.1402 0.05801 0.04937 -0.0452 0.3703 1.0000
11.750 1.1572 0.05852 0.04999 -0.0443 0.3557 1.0000
12.000 1.1726 0.05920 0.05079 -0.0433 0.3404 1.0000
12.250 1.1859 0.06014 0.05183 -0.0424 0.3249 1.0000
12.500 1.1971 0.06133 0.05309 -0.0414 0.3091 1.0000
12.750 1.2062 0.06280 0.05462 -0.0406 0.2933 1.0000
13.000 1.2136 0.06450 0.05639 -0.0398 0.2779 1.0000
13.250 1.2192 0.06646 0.05843 -0.0390 0.2628 1.0000
13.500 1.2233 0.06864 0.06068 -0.0384 0.2479 1.0000
13.750 1.2263 0.07103 0.06313 -0.0379 0.2338 1.0000
14.000 1.2284 0.07359 0.06574 -0.0375 0.2200 1.0000
14.250 1.2303 0.07623 0.06843 -0.0372 0.2068 1.0000
14.500 1.2322 0.07890 0.07113 -0.0370 0.1943 1.0000
14.750 1.2348 0.08149 0.07374 -0.0368 0.1821 1.0000
15.000 1.2297 0.08545 0.07788 -0.0372 0.1710 1.0000
15.250 1.2271 0.08910 0.08165 -0.0377 0.1604 1.0000
15.500 1.2271 0.09232 0.08490 -0.0380 0.1504 1.0000
15.750 1.2273 0.09553 0.08814 -0.0385 0.1408 1.0000
16.000 1.2204 0.10020 0.09302 -0.0397 0.1324 1.0000
16.250 1.2215 0.10340 0.09622 -0.0403 0.1242 1.0000
16.500 1.2155 0.10806 0.10106 -0.0418 0.1168 1.0000
16.750 1.2136 0.11197 0.10504 -0.0430 0.1100 1.0000
17.000 1.2080 0.11669 0.10992 -0.0447 0.1037 1.0000
17.250 1.2063 0.12070 0.11402 -0.0462 0.0979 1.0000
17.500 1.1948 0.12691 0.12047 -0.0490 0.0934 1.0000
17.750 1.2020 0.12907 0.12255 -0.0497 0.0874 1.0000
18.000 1.1814 0.13761 0.13141 -0.0542 0.0848 1.0000
18.250 1.1597 0.14678 0.14082 -0.0593 0.0824 1.0000
18.500 1.1808 0.14561 0.13951 -0.0582 0.0763 1.0000
18.750 1.1493 0.15766 0.15182 -0.0655 0.0754 1.0000
19.000 1.1031 0.17526 0.16947 -0.0761 0.0752 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 431 AIRFOIL (e431-il)