EPPLER 1211 AIRFOIL (e1211-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 1211 AIRFOIL (e1211-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.01 at α=0° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e1211-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e1211-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 1211 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.750 -0.2122 0.13712 0.12966 -0.0253 1.0000 0.2416
-11.500 -0.2067 0.13484 0.12742 -0.0254 1.0000 0.2510
-11.250 -0.2416 0.13834 0.13105 -0.0268 1.0000 0.2553
-11.000 -0.1942 0.12868 0.12137 -0.0256 1.0000 0.2639
-10.750 -0.2043 0.12854 0.12131 -0.0259 1.0000 0.2736
-10.500 -0.1999 0.12490 0.11774 -0.0260 1.0000 0.2783
-10.250 -0.1807 0.12109 0.11395 -0.0252 1.0000 0.2880
-10.000 -0.2122 0.12351 0.11653 -0.0254 1.0000 0.2956
-9.750 -0.1778 0.11636 0.10938 -0.0248 1.0000 0.3023
-9.500 -0.1758 0.11476 0.10787 -0.0241 1.0000 0.3130
-9.250 -0.2118 0.11670 0.11004 -0.0235 1.0000 0.3179
-9.000 -0.1675 0.10972 0.10304 -0.0225 1.0000 0.3270
-8.750 -0.1880 0.11049 0.10402 -0.0207 1.0000 0.3369
-8.500 -0.2423 0.11455 0.10842 -0.0153 1.0000 0.3387
-8.250 -0.2463 0.11231 0.10633 -0.0109 1.0000 0.3413
-8.000 -0.2540 0.11190 0.10605 -0.0067 1.0000 0.3452
-7.750 -0.2539 0.11147 0.10565 -0.0101 0.9916 0.3590
-7.500 -0.1964 0.10491 0.09899 -0.0173 0.9799 0.3726
-7.250 -0.1708 0.10127 0.09530 -0.0240 0.9661 0.3876
-7.000 -0.1650 0.10031 0.09433 -0.0295 0.9506 0.4055
-6.750 -0.1088 0.09484 0.08875 -0.0351 0.9373 0.4250
-6.500 -0.0557 0.08947 0.08328 -0.0409 0.9243 0.4426
-6.250 -0.0108 0.08518 0.07890 -0.0472 0.9132 0.4631
-6.000 0.0338 0.08115 0.07478 -0.0533 0.9017 0.4857
-5.750 0.0702 0.07783 0.07138 -0.0573 0.8869 0.5076
-5.500 0.1052 0.07483 0.06829 -0.0610 0.8730 0.5313
-5.250 0.1254 0.07325 0.06662 -0.0629 0.8593 0.5573
-5.000 0.1421 0.07171 0.06503 -0.0626 0.8418 0.5797
-4.750 0.1592 0.07020 0.06347 -0.0621 0.8256 0.6018
-4.500 0.2092 0.06598 0.05912 -0.0653 0.8114 0.6268
-4.250 0.2450 0.06333 0.05636 -0.0667 0.7967 0.6522
-4.000 0.2657 0.06190 0.05489 -0.0660 0.7807 0.6790
-3.750 0.0202 0.05794 0.05080 -0.0769 0.7737 0.3857
-3.500 0.0084 0.05653 0.04925 -0.0770 0.7585 0.3806
-3.250 0.0429 0.05307 0.04545 -0.0825 0.7501 0.3817
-3.000 0.0413 0.05225 0.04448 -0.0821 0.7359 0.3825
-2.750 0.0778 0.05087 0.04310 -0.0821 0.7276 0.3892
-2.500 0.0788 0.05068 0.04285 -0.0807 0.7140 0.3914
-2.250 0.1222 0.04860 0.04047 -0.0842 0.7064 0.3983
-2.000 0.1185 0.04898 0.04073 -0.0828 0.6928 0.4011
-1.750 0.1689 0.04691 0.03840 -0.0860 0.6862 0.4089
-1.500 0.1550 0.04838 0.03990 -0.0827 0.6724 0.4109
-1.250 0.2025 0.04693 0.03822 -0.0851 0.6655 0.4211
-1.000 0.1878 0.04875 0.03999 -0.0825 0.6529 0.4233
-0.750 0.2304 0.04760 0.03870 -0.0840 0.6454 0.4321
-0.500 0.2203 0.04952 0.04064 -0.0815 0.6348 0.4353
-0.250 0.2442 0.04972 0.04071 -0.0818 0.6264 0.4440
0.000 0.2924 0.04863 0.03946 -0.0834 0.6201 0.4554
0.250 0.2445 0.05274 0.04362 -0.0789 0.6089 0.4535
0.500 0.3032 0.05151 0.04221 -0.0814 0.6022 0.4697
0.750 0.2679 0.05523 0.04595 -0.0779 0.5947 0.4697
1.000 0.2595 0.05760 0.04834 -0.0764 0.5876 0.4741
1.250 0.3157 0.05650 0.04711 -0.0780 0.5806 0.4921
1.500 0.2958 0.05993 0.05058 -0.0762 0.5751 0.4951
1.750 0.2805 0.06305 0.05375 -0.0750 0.5714 0.4991
2.000 0.2829 0.06531 0.05599 -0.0747 0.5674 0.5083
2.250 0.3577 0.06366 0.05425 -0.0762 0.5578 0.5393
2.500 0.3355 0.06761 0.05825 -0.0754 0.5563 0.5434
2.750 0.3325 0.07064 0.06129 -0.0754 0.5560 0.5554
3.000 0.3354 0.07335 0.06408 -0.0755 0.5563 0.5704
3.250 0.3448 0.07592 0.06676 -0.0759 0.5570 0.5924
3.500 0.2119 0.08555 0.07648 -0.0779 0.6741 0.5438
3.750 0.2515 0.08843 0.07943 -0.0800 0.6659 0.5748
4.000 0.2473 0.08907 0.08017 -0.0784 0.6553 0.5916
4.250 0.2746 0.09102 0.08238 -0.0792 0.6464 0.6377
4.500 0.3117 0.09368 0.08618 -0.0794 0.6425 0.8871
4.750 0.2964 0.09274 0.08496 -0.0782 0.6284 1.0000
5.000 0.3460 0.09749 0.08917 -0.0822 0.6220 1.0000
5.250 0.3298 0.09744 0.08903 -0.0800 0.6100 1.0000
5.500 0.3604 0.10068 0.09204 -0.0814 0.6028 1.0000
5.750 0.3767 0.10394 0.09515 -0.0821 0.5983 1.0000
6.000 0.3762 0.10460 0.09573 -0.0810 0.5854 1.0000
6.250 0.4164 0.10918 0.10013 -0.0829 0.5799 1.0000
6.500 0.3993 0.10928 0.10021 -0.0812 0.5694 1.0000
6.750 0.4232 0.11221 0.10302 -0.0819 0.5619 1.0000
7.000 0.4643 0.11772 0.10839 -0.0839 0.5582 1.0000
7.250 0.4375 0.11656 0.10724 -0.0819 0.5469 1.0000
7.500 0.4651 0.11995 0.11054 -0.0827 0.5401 1.0000
7.750 0.4867 0.12411 0.11461 -0.0836 0.5362 1.0000
8.000 0.4754 0.12398 0.11448 -0.0826 0.5249 1.0000
8.250 0.5019 0.12757 0.11800 -0.0834 0.5194 1.0000
8.500 0.5322 0.13288 0.12323 -0.0848 0.5163 1.0000
8.750 0.5101 0.13153 0.12190 -0.0835 0.5049 1.0000
9.000 0.5366 0.13516 0.12547 -0.0843 0.4990 1.0000
9.250 0.5714 0.14124 0.13148 -0.0857 0.4962 1.0000
9.500 0.5434 0.13917 0.12944 -0.0847 0.4861 1.0000
9.750 0.5644 0.14234 0.13257 -0.0852 0.4801 1.0000
10.000 0.6009 0.14834 0.13854 -0.0865 0.4767 1.0000
10.250 0.5770 0.14692 0.13713 -0.0861 0.4680 1.0000
10.500 0.5938 0.14968 0.13987 -0.0866 0.4613 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 1211 AIRFOIL (e1211-il)