EPPLER 422 AIRFOIL (e422-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 422 AIRFOIL (e422-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 23.17 at α=2.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e422-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-e422-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 422 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.1440 0.13739 0.13108 -0.0406 1.0000 0.0898
-10.750 -0.1438 0.13568 0.12951 -0.0401 1.0000 0.0916
-10.500 -0.1386 0.13345 0.12740 -0.0418 0.9940 0.0936
-10.000 -0.1141 0.12795 0.12196 -0.0535 0.9456 0.0959
-9.750 -0.0897 0.12261 0.11663 -0.0575 0.9237 0.0967
-9.500 -0.0592 0.11710 0.11105 -0.0617 0.9051 0.0981
-9.250 -0.0325 0.11257 0.10645 -0.0666 0.8868 0.0997
-9.000 -0.0086 0.10841 0.10218 -0.0717 0.8681 0.1007
-8.750 0.0121 0.10454 0.09820 -0.0762 0.8492 0.1010
-8.500 0.0273 0.10106 0.09461 -0.0800 0.8305 0.0996
-8.000 0.0383 0.09177 0.08505 -0.0870 0.7988 0.0578
-7.750 0.0497 0.08889 0.08208 -0.0880 0.7837 0.0565
-7.250 0.0614 0.08356 0.07664 -0.0902 0.7573 0.0552
-7.000 0.0645 0.08103 0.07408 -0.0911 0.7459 0.0550
-6.750 0.0665 0.07859 0.07161 -0.0919 0.7356 0.0547
-6.500 0.0699 0.07594 0.06896 -0.0934 0.7253 0.0546
-6.250 0.0759 0.07309 0.06607 -0.0953 0.7165 0.0545
-6.000 0.0813 0.07005 0.06302 -0.0975 0.7076 0.0540
-5.750 0.0890 0.06671 0.05963 -0.1002 0.6995 0.0539
-5.500 0.0983 0.06287 0.05571 -0.1036 0.6923 0.0534
-5.250 0.1089 0.05844 0.05121 -0.1076 0.6844 0.0528
-5.000 0.1242 0.05272 0.04525 -0.1129 0.6785 0.0525
-4.750 0.1398 0.04762 0.03988 -0.1169 0.6716 0.0529
-4.500 0.1589 0.04388 0.03579 -0.1194 0.6645 0.0547
-4.250 0.1821 0.03870 0.02977 -0.1227 0.6593 0.0579
-4.000 0.2030 0.03731 0.02820 -0.1227 0.6519 0.0612
-3.750 0.2271 0.03480 0.02508 -0.1232 0.6455 0.0655
-3.500 0.2540 0.03367 0.02371 -0.1233 0.6404 0.0722
-3.250 0.2760 0.03284 0.02270 -0.1228 0.6332 0.0800
-3.000 0.3009 0.03207 0.02173 -0.1225 0.6271 0.0920
-2.750 0.3290 0.03144 0.02087 -0.1224 0.6223 0.1106
-2.500 0.3516 0.03150 0.02090 -0.1217 0.6159 0.1320
-2.250 0.3755 0.03154 0.02085 -0.1211 0.6100 0.1564
-2.000 0.4024 0.03151 0.02063 -0.1207 0.6053 0.1820
-1.750 0.4277 0.03147 0.02033 -0.1203 0.6005 0.2053
-1.500 0.4480 0.03165 0.02046 -0.1192 0.5942 0.2223
-1.250 0.4728 0.03161 0.02028 -0.1187 0.5895 0.2392
-1.000 0.5019 0.03145 0.01990 -0.1186 0.5857 0.2561
-0.750 0.5246 0.03168 0.02003 -0.1180 0.5806 0.2701
-0.500 0.5469 0.03197 0.02022 -0.1174 0.5751 0.2849
-0.250 0.5738 0.03203 0.02011 -0.1171 0.5707 0.3013
0.000 0.6037 0.03196 0.01987 -0.1172 0.5674 0.3192
0.250 0.6235 0.03249 0.02037 -0.1164 0.5624 0.3357
0.500 0.6424 0.03306 0.02095 -0.1154 0.5573 0.3532
0.750 0.6667 0.03326 0.02116 -0.1149 0.5533 0.3744
1.000 0.6948 0.03325 0.02112 -0.1148 0.5500 0.4024
1.250 0.7160 0.03362 0.02158 -0.1140 0.5460 0.4343
1.500 0.7258 0.03460 0.02283 -0.1122 0.5404 0.4713
1.750 0.7422 0.03467 0.02342 -0.1107 0.5364 0.5737
2.250 0.8082 0.03488 0.02352 -0.1120 0.5306 1.0000
2.500 0.8021 0.03722 0.02592 -0.1088 0.5237 1.0000
2.750 0.8146 0.03852 0.02711 -0.1073 0.5191 1.0000
3.000 0.8363 0.03928 0.02771 -0.1066 0.5159 1.0000
3.250 0.8639 0.03970 0.02794 -0.1064 0.5135 1.0000
3.500 0.8355 0.04359 0.03198 -0.1018 0.5051 1.0000
3.750 0.8432 0.04523 0.03355 -0.1001 0.5004 1.0000
4.000 0.8659 0.04595 0.03415 -0.0995 0.4976 1.0000
4.250 0.8940 0.04636 0.03443 -0.0993 0.4956 1.0000
4.750 0.8428 0.05473 0.04293 -0.0928 0.4798 1.0000
5.000 0.8708 0.05500 0.04308 -0.0923 0.4781 1.0000
5.750 0.8218 0.06848 0.05667 -0.0895 0.4558 1.0000
6.000 0.8164 0.07195 0.06015 -0.0890 0.4494 1.0000
6.250 0.8348 0.07316 0.06131 -0.0884 0.4462 1.0000
6.500 0.8592 0.07381 0.06190 -0.0878 0.4439 1.0000
7.000 0.8426 0.08147 0.06961 -0.0870 0.4308 1.0000
7.250 0.8640 0.08244 0.07054 -0.0864 0.4280 1.0000
7.500 0.8901 0.08297 0.07104 -0.0859 0.4261 1.0000
7.750 0.8568 0.08929 0.07746 -0.0859 0.4158 1.0000
8.000 0.8747 0.09061 0.07877 -0.0855 0.4124 1.0000
8.250 0.8992 0.09127 0.07940 -0.0849 0.4101 1.0000
8.500 0.8756 0.09676 0.08497 -0.0851 0.4010 1.0000
8.750 0.8901 0.09842 0.08664 -0.0848 0.3969 1.0000
9.000 0.9136 0.09915 0.08738 -0.0842 0.3942 1.0000
9.250 0.8970 0.10402 0.09233 -0.0845 0.3859 1.0000
9.500 0.9093 0.10588 0.09421 -0.0843 0.3812 1.0000
9.750 0.9320 0.10665 0.09498 -0.0837 0.3783 1.0000
10.000 0.9182 0.11133 0.09973 -0.0842 0.3701 1.0000
10.250 0.9309 0.11314 0.10157 -0.0840 0.3654 1.0000
10.500 0.9537 0.11384 0.10232 -0.0834 0.3624 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 422 AIRFOIL (e422-il)