EPPLER 420 AIRFOIL (e420-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 420 AIRFOIL (e420-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 20 at α=0.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e420-il-100000.txt Download as CSV file: xf-e420-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 420 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.250 0.1457 0.14032 0.13580 -0.1017 0.9106 0.0531
-13.000 0.1583 0.13755 0.13301 -0.1047 0.9040 0.0540
-12.750 0.1713 0.13508 0.13051 -0.1089 0.9008 0.0544
-12.500 0.1941 0.13013 0.12553 -0.1130 0.8984 0.0550
-12.250 0.2113 0.12630 0.12168 -0.1152 0.8892 0.0559
-12.000 0.2341 0.12216 0.11749 -0.1198 0.8852 0.0572
-11.750 0.2586 0.11787 0.11315 -0.1252 0.8823 0.0588
-11.500 0.1330 0.13386 0.12908 -0.1067 0.9058 0.0553
-11.250 0.1587 0.12940 0.12458 -0.1111 0.9007 0.0564
-11.000 0.1819 0.12549 0.12063 -0.1154 0.8932 0.0578
-10.750 0.2068 0.12161 0.11671 -0.1208 0.8862 0.0594
-10.500 0.2342 0.11838 0.11340 -0.1290 0.8818 0.0606
-10.250 0.2603 0.11402 0.10898 -0.1340 0.8714 0.0613
-10.000 0.2988 0.10867 0.10353 -0.1407 0.8654 0.0628
-9.750 0.3263 0.10506 0.09983 -0.1461 0.8536 0.0648
-9.500 0.3585 0.10157 0.09619 -0.1541 0.8447 0.0670
-9.000 0.4009 0.09567 0.09010 -0.1620 0.8191 0.0689
-8.750 0.4263 0.09249 0.08677 -0.1656 0.8084 0.0711
-8.500 0.4371 0.09082 0.08505 -0.1665 0.7959 0.0728
-8.250 0.4497 0.08953 0.08364 -0.1698 0.7866 0.0750
-8.000 0.4415 0.09042 0.08456 -0.1699 0.7750 0.0756
-7.750 0.4716 0.08548 0.07948 -0.1713 0.7681 0.0768
-7.500 0.4790 0.08378 0.07781 -0.1700 0.7588 0.0785
-7.250 0.4895 0.08216 0.07613 -0.1705 0.7513 0.0807
-7.000 0.4932 0.08135 0.07530 -0.1709 0.7443 0.0832
-6.750 0.4798 0.08223 0.07627 -0.1694 0.7359 0.0841
-6.500 0.5004 0.07857 0.07253 -0.1698 0.7302 0.0855
-6.250 0.5133 0.07664 0.07057 -0.1694 0.7245 0.0871
-6.000 0.5125 0.07583 0.06984 -0.1669 0.7174 0.0897
-5.750 0.5077 0.07571 0.06974 -0.1657 0.7118 0.0928
-5.500 0.5067 0.07568 0.06970 -0.1687 0.7074 0.0945
-5.250 0.5158 0.07310 0.06717 -0.1643 0.7022 0.0964
-5.000 0.5173 0.07214 0.06629 -0.1618 0.6966 0.0989
-4.750 0.5224 0.07128 0.06543 -0.1621 0.6918 0.1027
-4.500 0.5343 0.07072 0.06481 -0.1692 0.6878 0.1057
-4.250 0.5369 0.06878 0.06293 -0.1643 0.6834 0.1070
-4.000 0.5320 0.06809 0.06236 -0.1599 0.6778 0.1087
-3.750 0.5382 0.06704 0.06134 -0.1590 0.6734 0.1119
-3.500 0.5683 0.06595 0.06015 -0.1705 0.6696 0.1182
-3.250 0.5807 0.06330 0.05747 -0.1670 0.6671 0.1201
-3.000 0.5695 0.06337 0.05769 -0.1619 0.6625 0.1215
-2.750 0.5542 0.06377 0.05824 -0.1566 0.6570 0.1229
-2.250 0.6095 0.05980 0.05413 -0.1660 0.6498 0.1344
-2.000 0.3134 0.08026 0.07558 -0.1087 0.6315 0.1116
-1.750 0.2398 0.08866 0.08419 -0.1005 0.6220 0.1078
-1.500 0.3476 0.07941 0.07467 -0.1178 0.6234 0.1195
-1.250 0.0475 0.11723 0.11341 -0.0863 0.6859 0.0950
-1.000 0.0501 0.11659 0.11280 -0.0842 0.6861 0.0966
-0.750 0.0587 0.11634 0.11256 -0.0851 0.6861 0.0987
-0.500 -0.0459 0.11965 0.11633 -0.0637 0.6611 0.0951
-0.250 -0.0468 0.11815 0.11487 -0.0608 0.6542 0.0969
0.000 0.7423 0.05363 0.04665 -0.1862 0.6086 0.1081
0.250 0.8096 0.05075 0.04335 -0.1911 0.6082 0.1347
0.500 0.8757 0.04848 0.04064 -0.1957 0.6077 0.1644
0.750 0.9356 0.04677 0.03886 -0.1997 0.6070 0.1886
1.000 0.4749 0.08945 0.08405 -0.1563 0.6030 0.0929
1.250 0.5616 0.08537 0.07867 -0.1728 0.6024 0.0943
1.500 0.5966 0.08642 0.07946 -0.1753 0.6044 0.1056
1.750 0.6293 0.08793 0.08101 -0.1764 0.6057 0.1208
2.000 0.6920 0.08368 0.07649 -0.1767 0.5861 0.1515
2.250 0.7127 0.08583 0.07849 -0.1774 0.5865 0.1669
4.000 0.6563 0.11088 0.10362 -0.1724 0.5939 0.2022
4.250 0.6838 0.11245 0.10516 -0.1730 0.5906 0.2193
4.500 0.7197 0.11442 0.10699 -0.1742 0.5885 0.2400
4.750 0.7617 0.11698 0.10944 -0.1760 0.5872 0.2624
5.000 0.7202 0.11813 0.11074 -0.1725 0.5735 0.2567
5.250 0.7492 0.11991 0.11244 -0.1732 0.5705 0.2757
5.500 0.7855 0.12219 0.11460 -0.1744 0.5686 0.2978
5.750 0.8293 0.12518 0.11755 -0.1763 0.5674 0.3225
6.000 0.6811 0.13147 0.12480 -0.1585 0.5309 0.2985
6.250 0.7182 0.13474 0.12805 -0.1599 0.5295 0.3216
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 420 AIRFOIL (e420-il)