E201 (11.88%) (e201-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: E201 (11.88%) (e201-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 34 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e201-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e201-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: E201 (11.88%)
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 -0.3652 0.11953 0.11251 -0.0282 1.0000 0.2339
-9.750 -0.3472 0.11463 0.10762 -0.0274 1.0000 0.2416
-9.500 -0.3686 0.11457 0.10771 -0.0287 1.0000 0.2495
-9.250 -0.3410 0.10876 0.10187 -0.0274 1.0000 0.2576
-9.000 -0.3560 0.10745 0.10070 -0.0280 1.0000 0.2656
-8.750 -0.3384 0.10330 0.09655 -0.0270 1.0000 0.2753
-8.500 -0.3407 0.10057 0.09392 -0.0268 1.0000 0.2828
-8.250 -0.3553 0.09957 0.09307 -0.0262 1.0000 0.2939
-8.000 -0.3346 0.09483 0.08831 -0.0252 1.0000 0.3004
-7.750 -0.3497 0.09331 0.08696 -0.0242 1.0000 0.3108
-7.500 -0.3453 0.09061 0.08433 -0.0227 1.0000 0.3222
-7.250 -0.3385 0.08736 0.08115 -0.0213 1.0000 0.3308
-7.000 -0.3555 0.08595 0.07993 -0.0189 1.0000 0.3413
-6.750 -0.3681 0.08466 0.07880 -0.0158 1.0000 0.3527
-6.250 -0.4992 0.06418 0.05833 -0.0394 1.0000 0.1485
-6.000 -0.5065 0.05769 0.05133 -0.0419 1.0000 0.1309
-5.750 -0.5010 0.05422 0.04780 -0.0408 1.0000 0.1268
-5.500 -0.4956 0.04827 0.04086 -0.0428 1.0000 0.1172
-5.250 -0.4831 0.04503 0.03738 -0.0423 1.0000 0.1156
-5.000 -0.4679 0.04187 0.03380 -0.0421 1.0000 0.1144
-4.750 -0.4499 0.03913 0.03049 -0.0419 1.0000 0.1157
-4.500 -0.4304 0.03672 0.02757 -0.0416 1.0000 0.1190
-4.250 -0.4117 0.03497 0.02574 -0.0410 1.0000 0.1240
-4.000 -0.3904 0.03317 0.02348 -0.0404 1.0000 0.1290
-3.750 -0.3695 0.03153 0.02165 -0.0397 1.0000 0.1371
-3.500 -0.3495 0.03029 0.02034 -0.0389 1.0000 0.1539
-3.250 -0.3289 0.02898 0.01908 -0.0380 1.0000 0.1826
-3.000 -0.3090 0.02773 0.01815 -0.0373 1.0000 0.2456
-2.750 -0.2901 0.02656 0.01766 -0.0361 1.0000 0.3493
-2.500 -0.2729 0.02597 0.01783 -0.0339 0.9992 0.4918
-2.250 -0.2483 0.02603 0.01842 -0.0319 0.9914 0.6312
-2.000 -0.2269 0.02621 0.01889 -0.0290 0.9837 0.7369
-1.750 -0.2116 0.02613 0.01903 -0.0250 0.9755 0.8343
-1.500 -0.1235 0.02642 0.01899 -0.0373 0.9667 1.0000
-1.250 -0.0817 0.02692 0.01891 -0.0434 0.9577 1.0000
-1.000 -0.0518 0.02738 0.01893 -0.0460 0.9485 1.0000
-0.750 -0.0161 0.02813 0.01930 -0.0492 0.9404 1.0000
-0.500 0.0163 0.02885 0.01969 -0.0515 0.9318 1.0000
-0.250 0.0447 0.02958 0.02013 -0.0531 0.9237 1.0000
0.000 0.0804 0.03044 0.02073 -0.0558 0.9158 1.0000
0.250 0.1024 0.03115 0.02125 -0.0562 0.9076 1.0000
0.500 0.1398 0.03210 0.02198 -0.0590 0.9002 1.0000
0.750 0.1567 0.03283 0.02257 -0.0585 0.8920 1.0000
1.000 0.1934 0.03383 0.02341 -0.0611 0.8847 1.0000
1.250 0.2078 0.03464 0.02411 -0.0603 0.8768 1.0000
1.500 0.2426 0.03567 0.02502 -0.0626 0.8696 1.0000
1.750 0.2561 0.03657 0.02584 -0.0616 0.8619 1.0000
2.000 0.2897 0.03766 0.02684 -0.0636 0.8544 1.0000
2.250 0.3020 0.03866 0.02779 -0.0626 0.8470 1.0000
2.500 0.3345 0.03979 0.02887 -0.0644 0.8394 1.0000
2.750 0.3462 0.04088 0.02992 -0.0634 0.8319 1.0000
3.000 0.3761 0.04206 0.03109 -0.0648 0.8238 1.0000
3.250 0.3896 0.04325 0.03227 -0.0641 0.8161 1.0000
3.500 0.4146 0.04448 0.03350 -0.0648 0.8074 1.0000
3.750 0.4355 0.04573 0.03476 -0.0650 0.7990 1.0000
4.000 0.4521 0.04706 0.03610 -0.0647 0.7900 1.0000
4.250 0.4860 0.04832 0.03743 -0.0664 0.7801 1.0000
4.500 0.4951 0.04971 0.03884 -0.0652 0.7705 1.0000
4.750 0.5141 0.05111 0.04029 -0.0652 0.7599 1.0000
5.000 0.5416 0.05242 0.04168 -0.0659 0.7484 1.0000
5.250 0.5749 0.05364 0.04301 -0.0671 0.7359 1.0000
5.500 0.5855 0.05513 0.04458 -0.0661 0.7237 1.0000
5.750 0.6021 0.05660 0.04613 -0.0657 0.7105 1.0000
6.000 0.6237 0.05795 0.04758 -0.0655 0.6959 1.0000
6.250 0.6473 0.05922 0.04901 -0.0654 0.6806 1.0000
6.500 0.6742 0.06034 0.05027 -0.0654 0.6646 1.0000
6.750 0.7118 0.06094 0.05106 -0.0658 0.6474 1.0000
7.000 0.7258 0.06234 0.05259 -0.0647 0.6298 1.0000
7.250 0.7399 0.06373 0.05413 -0.0635 0.6113 1.0000
7.500 0.7684 0.06432 0.05492 -0.0628 0.5921 1.0000
7.750 0.8225 0.06302 0.05395 -0.0625 0.5725 1.0000
8.000 0.8215 0.06509 0.05615 -0.0605 0.5512 1.0000
8.250 0.8891 0.06152 0.05302 -0.0591 0.5298 1.0000
8.500 0.8956 0.06278 0.05442 -0.0568 0.5064 1.0000
8.750 1.1024 0.04151 0.03438 -0.0537 0.4658 1.0000
9.000 1.1595 0.03533 0.02826 -0.0499 0.4065 1.0000
9.250 1.1690 0.03438 0.02694 -0.0447 0.3472 1.0000
9.500 1.1677 0.03542 0.02740 -0.0397 0.2935 1.0000
9.750 1.1630 0.03744 0.02893 -0.0352 0.2488 1.0000
10.000 1.1605 0.03986 0.03089 -0.0315 0.2091 1.0000
10.250 1.1562 0.04239 0.03321 -0.0282 0.1780 1.0000
10.500 1.1552 0.04508 0.03567 -0.0255 0.1499 1.0000
10.750 1.1668 0.04804 0.03841 -0.0238 0.1245 1.0000
11.000 1.1903 0.05134 0.04172 -0.0230 0.1062 1.0000
11.250 1.2113 0.05494 0.04553 -0.0224 0.0964 1.0000
11.500 1.2373 0.05894 0.04954 -0.0226 0.0883 1.0000
11.750 1.2346 0.06247 0.05353 -0.0202 0.0868 1.0000
12.000 1.2272 0.06625 0.05771 -0.0179 0.0857 1.0000
12.250 1.2151 0.07024 0.06206 -0.0160 0.0852 1.0000
12.500 1.1987 0.07449 0.06663 -0.0146 0.0850 1.0000
12.750 1.1792 0.07910 0.07153 -0.0139 0.0852 1.0000
13.000 1.1574 0.08418 0.07686 -0.0140 0.0857 1.0000
13.250 1.1338 0.08982 0.08272 -0.0150 0.0863 1.0000
13.500 1.1088 0.09612 0.08921 -0.0170 0.0871 1.0000
13.750 1.0852 0.10294 0.09618 -0.0196 0.0879 1.0000
14.000 1.0644 0.11013 0.10347 -0.0227 0.0886 1.0000
14.250 0.9697 0.13170 0.12519 -0.0389 0.1005 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to E201 (11.88%) (e201-il)