E193 (10.22%) (e193-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: E193 (10.22%) (e193-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 35.75 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e193-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e193-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: E193 (10.22%)
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3434 0.10442 0.09780 -0.0279 1.0000 0.2198
-8.250 -0.3347 0.10065 0.09409 -0.0273 1.0000 0.2266
-8.000 -0.3503 0.10000 0.09361 -0.0277 1.0000 0.2358
-7.750 -0.3332 0.09566 0.08928 -0.0262 1.0000 0.2474
-7.500 -0.3370 0.09320 0.08696 -0.0255 1.0000 0.2550
-7.250 -0.3532 0.09242 0.08637 -0.0241 1.0000 0.2654
-7.000 -0.3449 0.08909 0.08311 -0.0222 1.0000 0.2787
-6.750 -0.3427 0.08631 0.08043 -0.0201 1.0000 0.2891
-6.500 -0.3812 0.08703 0.08144 -0.0177 1.0000 0.2960
-6.250 -0.3736 0.08391 0.07840 -0.0143 1.0000 0.3090
-6.000 -0.3783 0.08173 0.07634 -0.0109 1.0000 0.3181
-5.750 -0.4228 0.08295 0.07777 -0.0084 1.0000 0.3264
-5.500 -0.4162 0.07996 0.07484 -0.0038 1.0000 0.3388
-5.250 -0.4232 0.07806 0.07301 -0.0003 1.0000 0.3489
-5.000 -0.4350 0.07649 0.07154 0.0027 1.0000 0.3626
-4.000 -0.3697 0.04777 0.04075 -0.0404 1.0000 0.1316
-3.750 -0.3449 0.04314 0.03544 -0.0422 1.0000 0.1204
-3.500 -0.3222 0.04022 0.03203 -0.0426 1.0000 0.1165
-3.250 -0.2995 0.03763 0.02895 -0.0429 1.0000 0.1153
-3.000 -0.2756 0.03558 0.02626 -0.0429 1.0000 0.1179
-2.750 -0.2546 0.03384 0.02435 -0.0427 1.0000 0.1230
-2.500 -0.2266 0.03227 0.02239 -0.0431 0.9982 0.1293
-2.250 -0.1844 0.03086 0.02057 -0.0458 0.9908 0.1482
-2.000 -0.1435 0.02956 0.01941 -0.0484 0.9837 0.1962
-1.750 -0.1061 0.02822 0.01852 -0.0502 0.9765 0.3085
-1.500 -0.0744 0.02582 0.01813 -0.0496 0.9713 0.6283
-1.250 -0.0258 0.02525 0.01751 -0.0531 0.9621 1.0000
-1.000 0.0092 0.02599 0.01768 -0.0556 0.9535 1.0000
-0.750 0.0478 0.02682 0.01803 -0.0586 0.9450 1.0000
-0.500 0.0746 0.02748 0.01833 -0.0596 0.9361 1.0000
-0.250 0.1114 0.02835 0.01885 -0.0623 0.9282 1.0000
0.000 0.1372 0.02906 0.01930 -0.0631 0.9193 1.0000
0.250 0.1671 0.02989 0.01988 -0.0646 0.9115 1.0000
0.500 0.1958 0.03070 0.02049 -0.0658 0.9033 1.0000
0.750 0.2205 0.03155 0.02116 -0.0664 0.8953 1.0000
1.000 0.2519 0.03245 0.02189 -0.0681 0.8875 1.0000
1.250 0.2717 0.03333 0.02264 -0.0679 0.8794 1.0000
1.500 0.3052 0.03431 0.02349 -0.0699 0.8719 1.0000
1.750 0.3203 0.03524 0.02434 -0.0691 0.8638 1.0000
2.000 0.3565 0.03629 0.02530 -0.0713 0.8564 1.0000
2.250 0.3667 0.03730 0.02626 -0.0699 0.8483 1.0000
2.500 0.4012 0.03839 0.02730 -0.0719 0.8406 1.0000
2.750 0.4118 0.03949 0.02837 -0.0705 0.8324 1.0000
3.000 0.4403 0.04065 0.02951 -0.0716 0.8243 1.0000
3.250 0.4573 0.04181 0.03067 -0.0713 0.8157 1.0000
3.500 0.4779 0.04306 0.03192 -0.0713 0.8073 1.0000
3.750 0.5082 0.04423 0.03311 -0.0726 0.7980 1.0000
4.000 0.5178 0.04558 0.03450 -0.0713 0.7886 1.0000
4.250 0.5434 0.04685 0.03581 -0.0719 0.7786 1.0000
4.500 0.5744 0.04804 0.03707 -0.0730 0.7679 1.0000
4.750 0.5821 0.04953 0.03860 -0.0716 0.7572 1.0000
5.000 0.6016 0.05091 0.04005 -0.0715 0.7456 1.0000
5.250 0.6257 0.05223 0.04149 -0.0717 0.7332 1.0000
5.500 0.6514 0.05348 0.04285 -0.0719 0.7199 1.0000
5.750 0.6759 0.05470 0.04420 -0.0719 0.7056 1.0000
6.000 0.6981 0.05596 0.04558 -0.0716 0.6907 1.0000
6.250 0.7180 0.05724 0.04702 -0.0710 0.6750 1.0000
6.500 0.7373 0.05851 0.04844 -0.0703 0.6583 1.0000
6.750 0.7608 0.05955 0.04964 -0.0697 0.6404 1.0000
7.000 0.7971 0.05984 0.05016 -0.0694 0.6219 1.0000
7.250 0.8267 0.06024 0.05082 -0.0685 0.6026 1.0000
7.500 0.8424 0.06126 0.05202 -0.0669 0.5818 1.0000
7.750 0.9185 0.05749 0.04878 -0.0662 0.5609 1.0000
8.000 0.9157 0.05952 0.05092 -0.0636 0.5375 1.0000
8.250 1.0020 0.05237 0.04442 -0.0604 0.5123 1.0000
8.500 1.1577 0.03587 0.02876 -0.0576 0.4589 1.0000
8.750 1.1785 0.03321 0.02603 -0.0524 0.3999 1.0000
9.000 1.1805 0.03302 0.02535 -0.0466 0.3328 1.0000
9.250 1.1737 0.03470 0.02632 -0.0414 0.2731 1.0000
9.500 1.1628 0.03706 0.02821 -0.0366 0.2276 1.0000
9.750 1.1527 0.03962 0.03025 -0.0326 0.1892 1.0000
10.000 1.1468 0.04247 0.03291 -0.0294 0.1559 1.0000
10.250 1.1585 0.04551 0.03563 -0.0274 0.1247 1.0000
10.500 1.1933 0.04907 0.03913 -0.0272 0.1024 1.0000
10.750 1.2263 0.05295 0.04320 -0.0276 0.0919 1.0000
11.000 1.2449 0.05681 0.04747 -0.0267 0.0877 1.0000
11.250 1.2659 0.06103 0.05187 -0.0264 0.0842 1.0000
11.500 1.2742 0.06571 0.05679 -0.0254 0.0823 1.0000
11.750 1.2629 0.06908 0.06055 -0.0224 0.0819 1.0000
12.000 1.2478 0.07269 0.06449 -0.0197 0.0816 1.0000
12.250 1.2313 0.07659 0.06869 -0.0178 0.0816 1.0000
12.500 1.2130 0.08090 0.07326 -0.0167 0.0817 1.0000
12.750 1.1936 0.08556 0.07815 -0.0164 0.0819 1.0000
13.000 1.1744 0.09077 0.08356 -0.0168 0.0823 1.0000
13.250 1.1568 0.09642 0.08937 -0.0179 0.0827 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to E193 (10.22%) (e193-il)