E210 (13.64%) (e210-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: E210 (13.64%) (e210-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 9.81 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e210-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e210-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: E210 (13.64%)
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.3052 0.11527 0.10870 -0.0306 1.0000 0.2582
-8.750 -0.3015 0.11200 0.10551 -0.0296 1.0000 0.2642
-8.500 -0.3099 0.11068 0.10428 -0.0284 1.0000 0.2742
-8.250 -0.3027 0.10717 0.10083 -0.0270 1.0000 0.2805
-8.000 -0.3227 0.10684 0.10066 -0.0253 1.0000 0.2905
-7.750 -0.3059 0.10282 0.09667 -0.0234 1.0000 0.3015
-7.500 -0.3138 0.10095 0.09492 -0.0214 1.0000 0.3108
-7.250 -0.3359 0.10079 0.09492 -0.0184 1.0000 0.3213
-7.000 -0.3216 0.09718 0.09134 -0.0164 1.0000 0.3318
-6.750 -0.3716 0.09906 0.09350 -0.0117 1.0000 0.3376
-6.500 -0.3454 0.09453 0.08896 -0.0103 1.0000 0.3490
-6.250 -0.3651 0.09355 0.08814 -0.0066 1.0000 0.3561
-6.000 -0.3735 0.09214 0.08683 -0.0034 1.0000 0.3636
-5.750 -0.4007 0.09178 0.08664 0.0011 1.0000 0.3711
-5.500 -0.4854 0.06079 0.05470 -0.0483 1.0000 0.1385
-5.250 -0.4733 0.05716 0.05096 -0.0488 1.0000 0.1349
-5.000 -0.4577 0.05279 0.04625 -0.0513 1.0000 0.1326
-4.750 -0.4375 0.04857 0.04153 -0.0541 1.0000 0.1314
-4.500 -0.4140 0.04478 0.03715 -0.0565 1.0000 0.1299
-4.250 -0.3902 0.04187 0.03369 -0.0580 1.0000 0.1298
-4.000 -0.3672 0.03974 0.03108 -0.0588 1.0000 0.1324
-3.750 -0.3313 0.03785 0.02863 -0.0616 0.9959 0.1399
-3.500 -0.2833 0.03638 0.02676 -0.0657 0.9861 0.1520
-3.250 -0.2412 0.03513 0.02555 -0.0689 0.9762 0.1732
-3.000 -0.2001 0.03392 0.02441 -0.0716 0.9665 0.2157
-2.750 -0.1584 0.03258 0.02393 -0.0746 0.9578 0.3306
-2.500 -0.1315 0.03283 0.02514 -0.0734 0.9471 0.4968
-2.250 -0.1131 0.03356 0.02611 -0.0700 0.9362 0.5942
-2.000 -0.0957 0.03415 0.02675 -0.0666 0.9259 0.6624
-1.750 -0.0761 0.03461 0.02720 -0.0634 0.9167 0.7192
-1.500 -0.0645 0.03478 0.02733 -0.0595 0.9063 0.7646
-1.250 -0.0534 0.03488 0.02736 -0.0558 0.8969 0.8079
-1.000 -0.0343 0.03490 0.02732 -0.0530 0.8887 0.8557
-0.750 -0.0241 0.03478 0.02718 -0.0498 0.8786 0.9023
-0.500 0.0545 0.03520 0.02735 -0.0598 0.8685 0.9818
-0.250 0.0989 0.03548 0.02731 -0.0661 0.8594 1.0000
0.000 0.1237 0.03601 0.02761 -0.0691 0.8490 1.0000
0.250 0.1654 0.03673 0.02802 -0.0742 0.8403 1.0000
0.500 0.2033 0.03751 0.02853 -0.0783 0.8311 1.0000
0.750 0.2314 0.03846 0.02925 -0.0806 0.8221 1.0000
1.000 0.2745 0.03927 0.02980 -0.0845 0.8141 1.0000
1.250 0.2905 0.04043 0.03080 -0.0848 0.8049 1.0000
1.500 0.3348 0.04125 0.03140 -0.0883 0.7977 1.0000
1.750 0.3423 0.04263 0.03267 -0.0873 0.7886 1.0000
2.000 0.3785 0.04359 0.03348 -0.0895 0.7812 1.0000
2.250 0.3881 0.04506 0.03486 -0.0887 0.7730 1.0000
2.500 0.4223 0.04611 0.03579 -0.0906 0.7659 1.0000
2.750 0.4292 0.04773 0.03735 -0.0895 0.7580 1.0000
3.000 0.4654 0.04879 0.03832 -0.0915 0.7511 1.0000
3.250 0.4657 0.05069 0.04019 -0.0899 0.7437 1.0000
3.500 0.5070 0.05167 0.04110 -0.0922 0.7366 1.0000
3.750 0.5000 0.05390 0.04331 -0.0901 0.7301 1.0000
4.000 0.5283 0.05525 0.04463 -0.0912 0.7230 1.0000
4.250 0.5345 0.05728 0.04665 -0.0904 0.7169 1.0000
4.500 0.5468 0.05916 0.04852 -0.0902 0.7107 1.0000
4.750 0.5713 0.06079 0.05015 -0.0909 0.7037 1.0000
5.000 0.5706 0.06318 0.05255 -0.0898 0.6991 1.0000
5.250 0.6115 0.06440 0.05378 -0.0917 0.6902 1.0000
5.500 0.6015 0.06719 0.05661 -0.0901 0.6868 1.0000
5.750 0.6043 0.06967 0.05912 -0.0896 0.6831 1.0000
6.000 0.6357 0.07131 0.06078 -0.0907 0.6736 1.0000
6.250 0.6326 0.07417 0.06368 -0.0900 0.6716 1.0000
6.500 0.6346 0.07701 0.06658 -0.0898 0.6706 1.0000
6.750 0.6408 0.08007 0.06969 -0.0903 0.6722 1.0000
7.000 0.6557 0.08334 0.07305 -0.0916 0.6752 1.0000
7.250 0.6953 0.08358 0.07334 -0.0913 0.6439 1.0000
8.750 0.7692 0.09836 0.08863 -0.0911 0.5822 1.0000
9.000 0.7798 0.10060 0.09096 -0.0907 0.5677 1.0000
9.250 0.7794 0.10471 0.09519 -0.0914 0.5664 1.0000
9.500 0.7852 0.10696 0.09752 -0.0907 0.5495 1.0000
9.750 0.8118 0.10701 0.09768 -0.0890 0.5167 1.0000
10.000 0.8244 0.10922 0.10000 -0.0886 0.5003 1.0000
10.250 0.8738 0.10828 0.09927 -0.0872 0.4743 1.0000
10.500 0.8539 0.11325 0.10429 -0.0877 0.4659 1.0000
10.750 0.8956 0.11274 0.10396 -0.0861 0.4435 1.0000
11.000 0.9072 0.11498 0.10633 -0.0857 0.4284 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to E210 (13.64%) (e210-il)