EPPLER 1210 AIRFOIL (e1210-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 1210 AIRFOIL (e1210-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 8.89 at α=0° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e1210-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e1210-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 1210 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 = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.1866 0.13330 0.12640 -0.0261 1.0000 0.1859
-10.750 -0.1956 0.13318 0.12638 -0.0274 1.0000 0.1913
-10.500 -0.2236 0.13597 0.12933 -0.0296 1.0000 0.1928
-10.250 -0.1735 0.12527 0.11862 -0.0271 1.0000 0.2000
-10.000 -0.1725 0.12353 0.11698 -0.0273 1.0000 0.2074
-9.750 -0.2017 0.12608 0.11972 -0.0289 1.0000 0.2112
-9.500 -0.1681 0.11822 0.11191 -0.0274 1.0000 0.2165
-9.250 -0.1614 0.11575 0.10956 -0.0267 1.0000 0.2244
-9.000 -0.1867 0.11731 0.11134 -0.0270 1.0000 0.2302
-8.750 -0.1746 0.11270 0.10688 -0.0256 1.0000 0.2348
-8.500 -0.2620 0.12238 0.11701 -0.0195 1.0000 0.2312
-8.250 -0.2992 0.12478 0.11963 -0.0141 1.0000 0.2312
-8.000 -0.2462 0.11617 0.11102 -0.0112 0.9995 0.2411
-7.750 -0.2632 0.11776 0.11265 -0.0229 0.9812 0.2515
-7.500 -0.1924 0.10827 0.10307 -0.0271 0.9712 0.2698
-7.250 -0.1485 0.10214 0.09690 -0.0327 0.9584 0.2832
-7.000 -0.1260 0.09835 0.09309 -0.0390 0.9437 0.2983
-6.750 -0.1346 0.09879 0.09355 -0.0451 0.9255 0.3145
-6.500 -0.0915 0.09340 0.08810 -0.0497 0.9134 0.3354
-6.250 -0.0572 0.08893 0.08359 -0.0552 0.9023 0.3578
-6.000 0.0059 0.08201 0.07655 -0.0591 0.8910 0.3827
-5.750 0.0465 0.07788 0.07234 -0.0621 0.8772 0.4085
-5.500 0.0746 0.07493 0.06931 -0.0642 0.8635 0.4371
-5.250 0.0742 0.07421 0.06857 -0.0630 0.8469 0.4626
-5.000 0.0717 0.07356 0.06794 -0.0604 0.8300 0.4848
-4.750 0.1349 0.06804 0.06227 -0.0628 0.8169 0.5193
-4.500 0.1588 0.06555 0.05969 -0.0623 0.8044 0.5547
-4.250 0.1528 0.06581 0.05999 -0.0577 0.7888 0.5901
-4.000 0.0322 0.05662 0.05001 -0.0923 0.7761 0.2716
-3.750 0.0591 0.05343 0.04665 -0.0941 0.7654 0.2692
-3.500 0.0698 0.05173 0.04475 -0.0942 0.7526 0.2677
-3.250 0.1037 0.04860 0.04118 -0.0975 0.7434 0.2689
-3.000 0.1141 0.04764 0.03991 -0.0973 0.7302 0.2703
-2.750 0.1506 0.04542 0.03744 -0.0987 0.7217 0.2765
-2.500 0.1574 0.04554 0.03749 -0.0970 0.7087 0.2804
-2.250 0.1971 0.04376 0.03528 -0.0987 0.7006 0.2893
-2.000 0.2049 0.04414 0.03538 -0.0976 0.6878 0.2936
-1.750 0.2407 0.04288 0.03409 -0.0977 0.6799 0.3040
-1.500 0.2456 0.04380 0.03487 -0.0962 0.6679 0.3101
-1.250 0.2813 0.04279 0.03369 -0.0966 0.6598 0.3218
-1.000 0.2858 0.04402 0.03487 -0.0950 0.6487 0.3292
-0.750 0.3159 0.04366 0.03436 -0.0950 0.6405 0.3427
-0.500 0.3294 0.04457 0.03516 -0.0940 0.6314 0.3546
-0.250 0.3419 0.04539 0.03601 -0.0927 0.6218 0.3663
0.000 0.3915 0.04403 0.03449 -0.0933 0.6163 0.3962
0.250 0.3581 0.04822 0.03880 -0.0903 0.6048 0.3939
0.500 0.4020 0.04736 0.03793 -0.0907 0.5981 0.4299
0.750 0.3888 0.05047 0.04105 -0.0889 0.5897 0.4412
1.000 0.3788 0.05302 0.04372 -0.0869 0.5824 0.4550
1.250 0.4377 0.05071 0.04209 -0.0872 0.5767 0.5802
1.500 0.3991 0.05573 0.04704 -0.0849 0.5704 0.5640
1.750 0.3850 0.05823 0.05011 -0.0828 0.5656 0.6452
2.000 0.4052 0.05935 0.05141 -0.0832 0.5605 1.0000
2.250 0.4503 0.05995 0.05150 -0.0838 0.5539 1.0000
2.500 0.4266 0.06417 0.05570 -0.0829 0.5518 1.0000
2.750 0.4202 0.06756 0.05899 -0.0827 0.5511 1.0000
3.000 0.4240 0.07072 0.06202 -0.0829 0.5522 1.0000
3.250 0.4340 0.07377 0.06493 -0.0834 0.5536 1.0000
3.500 0.4520 0.07678 0.06779 -0.0842 0.5550 1.0000
3.750 0.3271 0.08564 0.07726 -0.0866 0.6626 1.0000
4.000 0.3718 0.09038 0.08170 -0.0893 0.6570 1.0000
4.250 0.3553 0.08991 0.08119 -0.0864 0.6431 1.0000
4.500 0.3992 0.09443 0.08547 -0.0887 0.6369 1.0000
4.750 0.3807 0.09435 0.08537 -0.0861 0.6253 1.0000
5.000 0.4118 0.09765 0.08849 -0.0873 0.6182 1.0000
5.250 0.4096 0.09925 0.09002 -0.0862 0.6096 1.0000
5.500 0.4310 0.10169 0.09234 -0.0865 0.5995 1.0000
5.750 0.4679 0.10653 0.09703 -0.0883 0.5950 1.0000
6.000 0.4489 0.10606 0.09655 -0.0860 0.5827 1.0000
6.250 0.4807 0.10980 0.10017 -0.0872 0.5770 1.0000
6.500 0.4733 0.11112 0.10146 -0.0862 0.5685 1.0000
6.750 0.4929 0.11366 0.10391 -0.0864 0.5594 1.0000
7.000 0.5343 0.11905 0.10919 -0.0882 0.5553 1.0000
7.250 0.5084 0.11825 0.10840 -0.0862 0.5445 1.0000
7.500 0.5327 0.12147 0.11155 -0.0868 0.5382 1.0000
7.750 0.5691 0.12705 0.11704 -0.0884 0.5348 1.0000
8.000 0.5440 0.12579 0.11580 -0.0867 0.5231 1.0000
8.250 0.5731 0.12964 0.11959 -0.0874 0.5173 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 1210 AIRFOIL (e1210-il)