E195 (11.82%) (e195-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: E195 (11.82%) (e195-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 32.84 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e195-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e195-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: E195 (11.82%)
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.2643 0.11050 0.10419 -0.0313 1.0000 0.2356
-9.750 -0.2529 0.10686 0.10057 -0.0308 1.0000 0.2444
-9.500 -0.2608 0.10434 0.09814 -0.0313 1.0000 0.2505
-9.250 -0.2505 0.10081 0.09462 -0.0307 1.0000 0.2599
-9.000 -0.2541 0.09784 0.09175 -0.0306 1.0000 0.2663
-8.750 -0.2543 0.09524 0.08922 -0.0300 1.0000 0.2766
-8.500 -0.3491 0.10175 0.09528 -0.0273 1.0000 0.2780
-8.250 -0.3277 0.09694 0.09045 -0.0263 1.0000 0.2863
-8.000 -0.3378 0.09502 0.08867 -0.0259 1.0000 0.2955
-7.750 -0.3449 0.09330 0.08709 -0.0248 1.0000 0.3075
-7.500 -0.3290 0.08937 0.08319 -0.0234 1.0000 0.3184
-7.250 -0.3305 0.08693 0.08087 -0.0217 1.0000 0.3296
-7.000 -0.3727 0.08786 0.08211 -0.0181 1.0000 0.3381
-6.750 -0.3670 0.08503 0.07937 -0.0153 1.0000 0.3521
-6.500 -0.3594 0.08199 0.07640 -0.0127 1.0000 0.3612
-6.250 -0.4104 0.08372 0.07841 -0.0056 1.0000 0.3671
-5.750 -0.5102 0.06138 0.05538 -0.0353 1.0000 0.1447
-5.500 -0.5057 0.05554 0.04909 -0.0367 1.0000 0.1299
-5.250 -0.4965 0.05207 0.04551 -0.0361 1.0000 0.1256
-5.000 -0.4835 0.04662 0.03898 -0.0377 1.0000 0.1162
-4.750 -0.4677 0.04352 0.03552 -0.0374 1.0000 0.1154
-4.500 -0.4499 0.04086 0.03229 -0.0372 1.0000 0.1161
-4.250 -0.4319 0.03846 0.02967 -0.0368 1.0000 0.1191
-4.000 -0.4126 0.03654 0.02748 -0.0362 1.0000 0.1222
-3.750 -0.3916 0.03464 0.02516 -0.0356 1.0000 0.1257
-3.500 -0.3694 0.03304 0.02299 -0.0348 1.0000 0.1313
-3.250 -0.3446 0.03174 0.02157 -0.0349 0.9983 0.1457
-3.000 -0.3062 0.03026 0.02018 -0.0371 0.9914 0.1765
-2.750 -0.2691 0.02895 0.01929 -0.0392 0.9846 0.2627
-2.500 -0.2393 0.02764 0.01892 -0.0396 0.9781 0.4114
-2.250 -0.2139 0.02697 0.01927 -0.0378 0.9716 0.6049
-2.000 -0.2022 0.02651 0.01944 -0.0328 0.9644 0.7520
-1.750 -0.1094 0.02672 0.01942 -0.0445 0.9572 1.0000
-1.500 -0.0845 0.02703 0.01920 -0.0464 0.9484 1.0000
-1.250 -0.0496 0.02772 0.01939 -0.0494 0.9408 1.0000
-1.000 -0.0226 0.02831 0.01962 -0.0507 0.9328 1.0000
-0.750 0.0084 0.02906 0.02002 -0.0526 0.9254 1.0000
-0.500 0.0345 0.02974 0.02042 -0.0536 0.9178 1.0000
-0.250 0.0634 0.03054 0.02094 -0.0551 0.9107 1.0000
0.000 0.0877 0.03128 0.02146 -0.0557 0.9032 1.0000
0.250 0.1161 0.03215 0.02212 -0.0570 0.8965 1.0000
0.500 0.1369 0.03293 0.02272 -0.0571 0.8891 1.0000
0.750 0.1673 0.03389 0.02351 -0.0586 0.8824 1.0000
1.000 0.1833 0.03472 0.02421 -0.0580 0.8755 1.0000
1.250 0.2177 0.03577 0.02512 -0.0601 0.8686 1.0000
1.500 0.2280 0.03664 0.02589 -0.0587 0.8621 1.0000
1.750 0.2609 0.03773 0.02688 -0.0606 0.8551 1.0000
2.000 0.2718 0.03872 0.02780 -0.0593 0.8488 1.0000
2.250 0.2975 0.03982 0.02884 -0.0602 0.8419 1.0000
2.500 0.3149 0.04095 0.02991 -0.0599 0.8353 1.0000
2.750 0.3345 0.04210 0.03102 -0.0599 0.8286 1.0000
3.000 0.3569 0.04334 0.03223 -0.0603 0.8214 1.0000
3.250 0.3719 0.04455 0.03343 -0.0599 0.8148 1.0000
3.500 0.3965 0.04587 0.03473 -0.0606 0.8067 1.0000
3.750 0.4107 0.04716 0.03603 -0.0600 0.7996 1.0000
4.000 0.4330 0.04854 0.03742 -0.0604 0.7912 1.0000
4.250 0.4541 0.04989 0.03882 -0.0607 0.7824 1.0000
4.500 0.4674 0.05133 0.04028 -0.0601 0.7739 1.0000
4.750 0.4970 0.05276 0.04176 -0.0612 0.7632 1.0000
5.000 0.5090 0.05423 0.04328 -0.0605 0.7537 1.0000
5.250 0.5250 0.05573 0.04484 -0.0602 0.7426 1.0000
5.500 0.5475 0.05720 0.04640 -0.0604 0.7302 1.0000
5.750 0.5712 0.05861 0.04790 -0.0606 0.7165 1.0000
6.000 0.5943 0.06003 0.04941 -0.0607 0.7023 1.0000
6.250 0.6157 0.06144 0.05093 -0.0606 0.6874 1.0000
6.500 0.6351 0.06283 0.05246 -0.0601 0.6715 1.0000
6.750 0.6545 0.06422 0.05397 -0.0597 0.6550 1.0000
7.000 0.6756 0.06554 0.05542 -0.0592 0.6380 1.0000
7.250 0.7046 0.06648 0.05652 -0.0590 0.6197 1.0000
7.500 0.7448 0.06677 0.05707 -0.0590 0.6009 1.0000
7.750 0.7491 0.06857 0.05898 -0.0574 0.5822 1.0000
8.000 0.7737 0.06926 0.05986 -0.0564 0.5622 1.0000
8.250 0.8201 0.06826 0.05918 -0.0554 0.5417 1.0000
8.500 0.8256 0.06987 0.06093 -0.0537 0.5204 1.0000
8.750 0.8926 0.06590 0.05739 -0.0516 0.4984 1.0000
9.000 0.9029 0.06664 0.05834 -0.0493 0.4749 1.0000
9.250 1.1543 0.03742 0.03038 -0.0432 0.4098 1.0000
9.500 1.1697 0.03562 0.02826 -0.0381 0.3513 1.0000
9.750 1.1700 0.03623 0.02826 -0.0331 0.2977 1.0000
10.000 1.1645 0.03820 0.02978 -0.0286 0.2539 1.0000
10.250 1.1592 0.04063 0.03188 -0.0249 0.2167 1.0000
10.500 1.1566 0.04317 0.03399 -0.0219 0.1832 1.0000
10.750 1.1537 0.04585 0.03642 -0.0193 0.1554 1.0000
11.000 1.1605 0.04874 0.03904 -0.0174 0.1288 1.0000
11.250 1.1751 0.05193 0.04236 -0.0160 0.1109 1.0000
11.500 1.1942 0.05528 0.04581 -0.0150 0.0982 1.0000
11.750 1.2246 0.05927 0.04982 -0.0152 0.0894 1.0000
12.000 1.2208 0.06291 0.05394 -0.0131 0.0875 1.0000
12.250 1.2146 0.06678 0.05820 -0.0113 0.0863 1.0000
12.500 1.2027 0.07085 0.06261 -0.0098 0.0854 1.0000
12.750 1.1872 0.07521 0.06729 -0.0089 0.0853 1.0000
13.000 1.1670 0.07998 0.07234 -0.0086 0.0854 1.0000
13.250 1.1440 0.08533 0.07796 -0.0092 0.0860 1.0000
13.500 1.1188 0.09131 0.08416 -0.0107 0.0868 1.0000
13.750 1.0922 0.09802 0.09105 -0.0130 0.0877 1.0000
14.000 1.0687 0.10509 0.09826 -0.0160 0.0888 1.0000
14.250 1.0459 0.11275 0.10602 -0.0195 0.0897 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to E195 (11.82%) (e195-il)