EPPLER 1098 AIRFOIL (e1098-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 1098 AIRFOIL (e1098-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 14.13 at α=13.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e1098-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-e1098-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 1098 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.000 -0.2914 0.11606 0.10961 -0.0857 0.9521 0.0444
-12.750 -0.2864 0.10958 0.10311 -0.0907 0.9449 0.0440
-12.500 -0.2872 0.10242 0.09590 -0.0962 0.9375 0.0436
-12.250 -0.2941 0.09449 0.08789 -0.1026 0.9309 0.0432
-12.000 -0.3067 0.08669 0.07997 -0.1090 0.9238 0.0427
-11.750 -0.3218 0.07955 0.07265 -0.1152 0.9162 0.0423
-11.500 -0.3359 0.07354 0.06641 -0.1201 0.9081 0.0419
-11.250 -0.3504 0.06822 0.06081 -0.1242 0.8999 0.0420
-11.000 -0.3611 0.06416 0.05648 -0.1265 0.8909 0.0418
-10.750 -0.3694 0.06048 0.05247 -0.1283 0.8833 0.0422
-10.500 -0.3787 0.05778 0.04948 -0.1282 0.8745 0.0425
-10.250 -0.3835 0.05516 0.04650 -0.1281 0.8677 0.0432
-10.000 -0.3906 0.05341 0.04446 -0.1262 0.8596 0.0437
-9.750 -0.3931 0.05157 0.04221 -0.1246 0.8534 0.0446
-9.500 -0.3768 0.04946 0.04006 -0.1243 0.8487 0.0463
-9.250 -0.3629 0.04791 0.03835 -0.1233 0.8432 0.0476
-9.000 -0.3328 0.04602 0.03621 -0.1236 0.8398 0.0495
-8.750 -0.2830 0.04434 0.03418 -0.1247 0.8380 0.0530
-8.500 -0.2437 0.04336 0.03307 -0.1248 0.8360 0.0585
-8.250 -0.2276 0.04300 0.03267 -0.1228 0.8312 0.0626
-8.000 -0.2075 0.04259 0.03206 -0.1210 0.8274 0.0675
-7.750 -0.1970 0.04180 0.03139 -0.1193 0.8236 0.0739
-7.500 -0.1850 0.04099 0.03051 -0.1177 0.8204 0.0818
-7.250 -0.1931 0.04073 0.03032 -0.1139 0.8143 0.0863
-7.000 -0.1958 0.04013 0.02972 -0.1107 0.8097 0.0951
-6.750 -0.2005 0.03923 0.02888 -0.1078 0.8061 0.1062
-6.500 -0.2190 0.03910 0.02885 -0.1028 0.8008 0.1128
-6.250 -0.2341 0.03864 0.02851 -0.0983 0.7960 0.1255
-6.000 -0.2451 0.03738 0.02756 -0.0949 0.7923 0.1579
-5.750 -0.2597 0.03611 0.02678 -0.0912 0.7883 0.2181
-5.500 -0.2806 0.03588 0.02729 -0.0851 0.7828 0.3014
-5.250 -0.2709 0.03821 0.03027 -0.0790 0.7799 0.4672
-5.000 -0.2594 0.03930 0.03109 -0.0766 0.7773 0.5210
-4.750 -0.2397 0.04243 0.03409 -0.0710 0.7754 0.5733
-4.500 -0.2474 0.04397 0.03561 -0.0643 0.7709 0.5924
-4.250 -0.2487 0.04521 0.03678 -0.0586 0.7670 0.6086
-4.000 -0.2400 0.04582 0.03721 -0.0554 0.7643 0.6231
-3.750 -0.2222 0.04635 0.03755 -0.0531 0.7623 0.6321
-3.500 -0.2020 0.04629 0.03725 -0.0524 0.7603 0.6416
-3.250 -0.1976 0.04649 0.03729 -0.0497 0.7570 0.6495
-3.000 -0.1990 0.04667 0.03737 -0.0466 0.7533 0.6565
-2.750 -0.1873 0.04685 0.03740 -0.0449 0.7505 0.6627
-2.500 -0.1686 0.04668 0.03700 -0.0452 0.7479 0.6701
-2.250 -0.1465 0.04677 0.03692 -0.0446 0.7458 0.6746
-2.000 -0.1209 0.04671 0.03664 -0.0453 0.7440 0.6803
-1.750 -0.1180 0.04700 0.03682 -0.0437 0.7402 0.6858
-1.500 -0.1071 0.04731 0.03704 -0.0420 0.7367 0.6895
-1.250 -0.0878 0.04747 0.03705 -0.0419 0.7338 0.6938
-1.000 -0.0625 0.04754 0.03692 -0.0432 0.7314 0.6987
-0.750 -0.0348 0.04764 0.03687 -0.0441 0.7293 0.7022
-0.500 -0.0237 0.04807 0.03723 -0.0429 0.7257 0.7055
-0.250 -0.0111 0.04848 0.03756 -0.0421 0.7217 0.7092
0.000 0.0119 0.04877 0.03771 -0.0429 0.7184 0.7130
0.250 0.0393 0.04901 0.03782 -0.0442 0.7157 0.7165
0.500 0.0679 0.04925 0.03797 -0.0449 0.7134 0.7195
0.750 0.0730 0.04993 0.03861 -0.0433 0.7082 0.7227
1.000 0.0928 0.05040 0.03901 -0.0436 0.7041 0.7260
1.250 0.1210 0.05078 0.03928 -0.0450 0.7009 0.7296
1.500 0.1520 0.05112 0.03954 -0.0464 0.6984 0.7329
1.750 0.1575 0.05191 0.04033 -0.0448 0.6924 0.7360
2.000 0.1785 0.05246 0.04084 -0.0450 0.6880 0.7395
2.250 0.2082 0.05291 0.04122 -0.0464 0.6847 0.7429
2.500 0.2310 0.05356 0.04182 -0.0472 0.6803 0.7467
2.750 0.2422 0.05432 0.04260 -0.0462 0.6742 0.7499
3.000 0.2686 0.05482 0.04308 -0.0468 0.6703 0.7538
3.250 0.3027 0.05522 0.04345 -0.0484 0.6674 0.7581
3.500 0.3066 0.05634 0.04459 -0.0473 0.6591 0.7622
3.750 0.3333 0.05681 0.04508 -0.0478 0.6548 0.7657
4.250 0.3691 0.05838 0.04670 -0.0478 0.6425 0.7748
4.500 0.3996 0.05881 0.04715 -0.0487 0.6386 0.7797
5.000 0.4344 0.06040 0.04885 -0.0484 0.6252 0.7903
5.250 0.4551 0.06110 0.04961 -0.0485 0.6193 0.7957
5.500 0.4706 0.06192 0.05050 -0.0481 0.6116 0.8014
5.750 0.5040 0.06221 0.05087 -0.0492 0.6077 0.8085
6.000 0.5079 0.06339 0.05215 -0.0478 0.5976 0.8150
6.250 0.5398 0.06361 0.05245 -0.0486 0.5933 0.8237
6.500 0.5449 0.06476 0.05372 -0.0473 0.5830 0.8318
6.750 0.5754 0.06487 0.05396 -0.0477 0.5785 0.8422
7.000 0.5818 0.06604 0.05525 -0.0467 0.5679 0.8531
7.250 0.6124 0.06594 0.05529 -0.0469 0.5636 0.8675
7.500 0.6176 0.06709 0.05659 -0.0457 0.5524 0.8850
8.000 0.6601 0.06780 0.05763 -0.0463 0.5362 1.0000
8.250 0.6747 0.06919 0.05908 -0.0470 0.5253 1.0000
8.500 0.7121 0.06912 0.05910 -0.0487 0.5204 1.0000
8.750 0.7229 0.07066 0.06070 -0.0489 0.5085 1.0000
9.000 0.7371 0.07198 0.06210 -0.0492 0.4977 1.0000
9.250 0.7713 0.07176 0.06196 -0.0501 0.4923 1.0000
9.500 0.7816 0.07332 0.06362 -0.0501 0.4802 1.0000
9.750 0.7953 0.07462 0.06501 -0.0501 0.4693 1.0000
10.000 0.8280 0.07420 0.06470 -0.0505 0.4635 1.0000
10.250 0.8375 0.07584 0.06644 -0.0503 0.4513 1.0000
10.500 0.8515 0.07708 0.06779 -0.0502 0.4403 1.0000
10.750 0.8833 0.07641 0.06728 -0.0502 0.4342 1.0000
11.000 0.8930 0.07803 0.06901 -0.0499 0.4217 1.0000
11.500 0.9400 0.07792 0.06918 -0.0492 0.4044 1.0000
11.750 0.9500 0.07946 0.07086 -0.0489 0.3919 1.0000
12.000 0.9649 0.08035 0.07189 -0.0484 0.3804 1.0000
12.250 1.0022 0.07816 0.06987 -0.0477 0.3741 1.0000
12.750 1.0275 0.08042 0.07239 -0.0467 0.3485 1.0000
13.000 1.0475 0.08053 0.07266 -0.0461 0.3368 1.0000
13.250 1.0798 0.07886 0.07112 -0.0452 0.3264 1.0000
13.500 1.1049 0.07821 0.07057 -0.0444 0.3137 1.0000
13.750 1.1182 0.07925 0.07170 -0.0438 0.2995 1.0000
14.000 1.1319 0.08022 0.07278 -0.0432 0.2848 1.0000
14.250 1.1433 0.08156 0.07419 -0.0428 0.2703 1.0000
14.500 1.1532 0.08310 0.07578 -0.0423 0.2557 1.0000
14.750 1.1608 0.08499 0.07774 -0.0420 0.2412 1.0000
15.000 1.1658 0.08730 0.08010 -0.0418 0.2271 1.0000
15.250 1.1691 0.08989 0.08274 -0.0418 0.2132 1.0000
15.500 1.1709 0.09275 0.08567 -0.0419 0.2000 1.0000
15.750 1.1716 0.09582 0.08880 -0.0422 0.1872 1.0000
16.000 1.1719 0.09897 0.09200 -0.0426 0.1749 1.0000
16.250 1.1722 0.10213 0.09519 -0.0431 0.1630 1.0000
16.500 1.1731 0.10522 0.09830 -0.0437 0.1516 1.0000
16.750 1.1726 0.10856 0.10165 -0.0445 0.1405 1.0000
17.000 1.1660 0.11322 0.10647 -0.0459 0.1306 1.0000
17.250 1.1628 0.11725 0.11056 -0.0472 0.1211 1.0000
17.500 1.1626 0.12066 0.11392 -0.0484 0.1116 1.0000
17.750 1.1573 0.12525 0.11861 -0.0502 0.1028 1.0000
18.000 1.1511 0.13013 0.12360 -0.0523 0.0949 1.0000
18.250 1.1509 0.13365 0.12701 -0.0539 0.0868 1.0000
18.500 1.1416 0.13947 0.13306 -0.0567 0.0802 1.0000
18.750 1.1398 0.14354 0.13708 -0.0588 0.0736 1.0000
19.000 1.1311 0.14943 0.14316 -0.0620 0.0682 1.0000
19.250 1.1313 0.15317 0.14682 -0.0640 0.0627 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 1098 AIRFOIL (e1098-il)