EPPLER 431 AIRFOIL (e431-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 431 AIRFOIL (e431-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 48.31 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e431-il-100000.txt Download as CSV file: xf-e431-il-100000.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 = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.2822 0.11346 0.10915 -0.0614 0.9730 0.0894
-9.000 -0.3047 0.11046 0.10623 -0.0688 0.9649 0.0919
-8.750 -0.2981 0.10519 0.10099 -0.0722 0.9609 0.0935
-8.500 -0.2621 0.10184 0.09759 -0.0706 0.9595 0.0978
-8.250 -0.2639 0.09917 0.09494 -0.0713 0.9525 0.1010
-8.000 -0.2806 0.09508 0.09090 -0.0789 0.9460 0.1055
-7.750 -0.3132 0.09290 0.08876 -0.0797 0.9360 0.1059
-7.500 -0.3517 0.09037 0.08609 -0.0828 0.9259 0.1066
-7.250 -0.3136 0.08577 0.08167 -0.0803 0.9253 0.1101
-7.000 -0.3081 0.08334 0.07925 -0.0795 0.9200 0.1144
-6.750 -0.3188 0.07958 0.07536 -0.0833 0.9136 0.1195
-6.500 -0.3643 0.07835 0.07376 -0.0824 0.9030 0.1225
-6.250 -0.3288 0.07386 0.06960 -0.0812 0.9017 0.1277
-6.000 -0.3336 0.07175 0.06737 -0.0804 0.8956 0.1341
-5.750 -0.3436 0.06889 0.06435 -0.0797 0.8891 0.1404
-5.250 -0.3156 0.06391 0.05924 -0.0801 0.8815 0.1659
-5.000 -0.3204 0.06195 0.05726 -0.0773 0.8751 0.1752
-4.750 -0.2789 0.04957 0.04245 -0.0814 0.8719 0.0673
-4.500 -0.2478 0.04553 0.03836 -0.0832 0.8694 0.0625
-4.250 -0.2044 0.04168 0.03357 -0.0851 0.8673 0.0549
-4.000 -0.2026 0.04078 0.03247 -0.0813 0.8608 0.0542
-3.750 -0.1748 0.03908 0.03044 -0.0813 0.8569 0.0535
-3.500 -0.1388 0.03742 0.02840 -0.0822 0.8538 0.0548
-3.250 -0.0975 0.03599 0.02688 -0.0844 0.8514 0.0609
-3.000 -0.0972 0.03604 0.02686 -0.0803 0.8443 0.0650
-2.750 -0.0708 0.03504 0.02594 -0.0801 0.8403 0.0723
-2.500 -0.0358 0.03394 0.02499 -0.0813 0.8372 0.0980
-2.250 -0.0107 0.03286 0.02435 -0.0813 0.8330 0.1647
-2.000 -0.0197 0.03104 0.02529 -0.0746 0.8274 0.6863
-1.750 -0.0182 0.03221 0.02646 -0.0668 0.8225 0.7979
-1.500 -0.0103 0.03289 0.02703 -0.0596 0.8190 0.8470
-1.250 -0.0271 0.03349 0.02764 -0.0522 0.8109 0.8661
-1.000 -0.0244 0.03369 0.02773 -0.0457 0.8061 0.8997
-0.750 0.0027 0.03385 0.02772 -0.0428 0.8029 0.9401
-0.500 0.2885 0.03511 0.02814 -0.0887 0.8051 1.0000
-0.250 0.2714 0.03588 0.02889 -0.0826 0.7966 1.0000
0.000 0.2840 0.03610 0.02901 -0.0810 0.7906 1.0000
0.250 0.3216 0.03600 0.02876 -0.0830 0.7874 1.0000
0.500 0.2842 0.03696 0.02975 -0.0740 0.7763 1.0000
0.750 0.3161 0.03692 0.02958 -0.0749 0.7722 1.0000
1.000 0.2872 0.03771 0.03037 -0.0673 0.7620 1.0000
1.250 0.3108 0.03775 0.03032 -0.0670 0.7571 1.0000
1.500 0.2941 0.03834 0.03089 -0.0611 0.7480 1.0000
1.750 0.3115 0.03844 0.03091 -0.0599 0.7418 1.0000
2.000 0.3533 0.03834 0.03071 -0.0620 0.7387 1.0000
2.250 0.3359 0.03931 0.03167 -0.0570 0.7269 1.0000
2.500 0.3786 0.03930 0.03156 -0.0593 0.7234 1.0000
2.750 0.3789 0.04043 0.03267 -0.0571 0.7124 1.0000
3.000 0.4210 0.04040 0.03258 -0.0594 0.7083 1.0000
3.250 0.4295 0.04153 0.03369 -0.0583 0.6978 1.0000
3.500 0.4695 0.04153 0.03364 -0.0603 0.6931 1.0000
3.750 0.5185 0.04118 0.03326 -0.0630 0.6905 1.0000
4.000 0.5212 0.04259 0.03469 -0.0615 0.6778 1.0000
4.250 0.5699 0.04210 0.03417 -0.0640 0.6752 1.0000
4.500 0.5750 0.04354 0.03562 -0.0628 0.6625 1.0000
4.750 0.6227 0.04296 0.03504 -0.0651 0.6598 1.0000
5.000 0.6298 0.04435 0.03647 -0.0640 0.6472 1.0000
5.250 0.6778 0.04357 0.03571 -0.0661 0.6445 1.0000
5.500 0.6856 0.04497 0.03713 -0.0650 0.6318 1.0000
5.750 0.7343 0.04395 0.03614 -0.0670 0.6292 1.0000
6.000 0.7428 0.04532 0.03757 -0.0659 0.6164 1.0000
6.250 0.7917 0.04405 0.03636 -0.0677 0.6139 1.0000
6.500 0.8012 0.04536 0.03770 -0.0666 0.6012 1.0000
6.750 0.8507 0.04379 0.03623 -0.0682 0.5987 1.0000
7.000 0.9055 0.04163 0.03417 -0.0700 0.5975 1.0000
7.500 0.9252 0.04389 0.03657 -0.0674 0.5715 1.0000
7.750 0.9798 0.04121 0.03401 -0.0687 0.5698 1.0000
8.000 1.0410 0.03798 0.03093 -0.0705 0.5688 1.0000
8.250 1.0823 0.03645 0.02951 -0.0711 0.5622 1.0000
8.500 1.1310 0.03437 0.02758 -0.0724 0.5552 1.0000
8.750 1.2287 0.02977 0.02315 -0.0791 0.5514 1.0000
9.000 1.2511 0.02947 0.02293 -0.0780 0.5373 1.0000
9.250 1.2809 0.02882 0.02236 -0.0777 0.5225 1.0000
9.500 1.3148 0.02805 0.02164 -0.0779 0.5059 1.0000
9.750 1.3406 0.02775 0.02135 -0.0772 0.4877 1.0000
10.000 1.3480 0.02830 0.02195 -0.0744 0.4687 1.0000
10.250 1.3605 0.02870 0.02236 -0.0723 0.4483 1.0000
10.500 1.3814 0.02885 0.02240 -0.0711 0.4266 1.0000
10.750 1.3820 0.02996 0.02354 -0.0679 0.4059 1.0000
11.000 1.3875 0.03095 0.02449 -0.0653 0.3845 1.0000
11.250 1.3955 0.03194 0.02537 -0.0632 0.3630 1.0000
11.500 1.3947 0.03345 0.02690 -0.0603 0.3426 1.0000
11.750 1.3963 0.03494 0.02833 -0.0579 0.3223 1.0000
12.000 1.4006 0.03638 0.02963 -0.0558 0.3024 1.0000
12.250 1.3979 0.03830 0.03156 -0.0534 0.2836 1.0000
12.500 1.3959 0.04028 0.03353 -0.0512 0.2652 1.0000
12.750 1.3944 0.04234 0.03556 -0.0493 0.2474 1.0000
13.000 1.3931 0.04447 0.03766 -0.0475 0.2305 1.0000
13.250 1.3916 0.04672 0.03987 -0.0458 0.2143 1.0000
13.500 1.3900 0.04909 0.04219 -0.0444 0.1987 1.0000
13.750 1.3880 0.05159 0.04466 -0.0430 0.1840 1.0000
14.000 1.3857 0.05424 0.04730 -0.0419 0.1700 1.0000
14.250 1.3835 0.05699 0.05007 -0.0409 0.1568 1.0000
14.500 1.3816 0.05983 0.05293 -0.0400 0.1444 1.0000
14.750 1.3805 0.06272 0.05583 -0.0392 0.1330 1.0000
15.000 1.3808 0.06555 0.05865 -0.0386 0.1225 1.0000
15.250 1.3842 0.06813 0.06114 -0.0381 0.1123 1.0000
15.500 1.3803 0.07154 0.06474 -0.0378 0.1042 1.0000
15.750 1.3820 0.07452 0.06778 -0.0374 0.0962 1.0000
16.000 1.3918 0.07667 0.06976 -0.0370 0.0878 1.0000
16.250 1.3836 0.08082 0.07425 -0.0371 0.0829 1.0000
16.500 1.3950 0.08289 0.07618 -0.0368 0.0760 1.0000
16.750 1.3857 0.08732 0.08096 -0.0372 0.0723 1.0000
17.000 1.4010 0.08904 0.08249 -0.0369 0.0659 1.0000
17.250 1.3881 0.09401 0.08785 -0.0377 0.0637 1.0000
17.500 1.3790 0.09865 0.09276 -0.0387 0.0609 1.0000
17.750 1.3941 0.10040 0.09433 -0.0385 0.0560 1.0000
18.000 1.3770 0.10618 0.10049 -0.0402 0.0548 1.0000
18.250 1.3612 0.11208 0.10670 -0.0422 0.0534 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 431 AIRFOIL (e431-il)