E214 (11.1%) (e214-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: E214 (11.1%) (e214-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 37.92 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e214-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e214-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: E214 (11.1%)
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.3478 0.11088 0.10441 -0.0280 1.0000 0.2309
-8.000 -0.3414 0.10755 0.10111 -0.0263 1.0000 0.2400
-7.750 -0.3642 0.10751 0.10123 -0.0249 1.0000 0.2469
-7.500 -0.3529 0.10383 0.09758 -0.0228 1.0000 0.2594
-7.250 -0.3545 0.10130 0.09514 -0.0208 1.0000 0.2682
-7.000 -0.3801 0.10140 0.09541 -0.0181 1.0000 0.2767
-6.750 -0.3696 0.09789 0.09194 -0.0159 1.0000 0.2889
-6.500 -0.3753 0.09574 0.08988 -0.0134 1.0000 0.2978
-6.250 -0.4067 0.09611 0.09043 -0.0095 1.0000 0.3065
-6.000 -0.3994 0.09297 0.08734 -0.0069 1.0000 0.3192
-5.750 -0.4020 0.09067 0.08512 -0.0041 1.0000 0.3303
-5.500 -0.4109 0.08885 0.08340 -0.0014 1.0000 0.3428
-5.250 -0.4180 0.08696 0.08161 0.0012 1.0000 0.3571
-5.000 -0.4225 0.08496 0.07969 0.0040 1.0000 0.3726
-4.750 -0.4258 0.08296 0.07775 0.0068 1.0000 0.3895
-4.250 -0.3511 0.05114 0.04409 -0.0594 1.0000 0.1446
-4.000 -0.3157 0.04556 0.03783 -0.0641 1.0000 0.1306
-3.750 -0.2834 0.04214 0.03375 -0.0670 1.0000 0.1289
-3.500 -0.2531 0.03932 0.03038 -0.0690 1.0000 0.1289
-3.250 -0.2238 0.03687 0.02746 -0.0702 1.0000 0.1289
-3.000 -0.1956 0.03482 0.02498 -0.0709 1.0000 0.1303
-2.750 -0.1714 0.03334 0.02341 -0.0710 1.0000 0.1355
-2.500 -0.1459 0.03224 0.02200 -0.0711 1.0000 0.1458
-2.250 -0.1227 0.03132 0.02094 -0.0706 1.0000 0.1580
-2.000 -0.0996 0.03031 0.02005 -0.0700 1.0000 0.1781
-1.750 -0.0719 0.02918 0.01921 -0.0704 1.0000 0.2386
-1.500 -0.0506 0.02728 0.01977 -0.0671 1.0000 0.6523
-1.250 -0.0550 0.02737 0.02016 -0.0591 1.0000 0.7718
-1.000 -0.0619 0.02710 0.02007 -0.0513 1.0000 0.8648
-0.750 -0.0520 0.02649 0.01940 -0.0498 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0188 0.02723 0.01960 -0.0535 1.0000 1.0000
-0.250 0.0097 0.02802 0.01996 -0.0560 1.0000 1.0000
0.000 0.0511 0.02933 0.02083 -0.0607 0.9938 1.0000
0.250 0.0995 0.03077 0.02186 -0.0664 0.9810 1.0000
0.500 0.1435 0.03205 0.02280 -0.0711 0.9688 1.0000
0.750 0.1851 0.03325 0.02373 -0.0753 0.9566 1.0000
1.000 0.2262 0.03443 0.02465 -0.0792 0.9448 1.0000
1.250 0.2639 0.03549 0.02552 -0.0824 0.9328 1.0000
1.500 0.2965 0.03645 0.02633 -0.0846 0.9204 1.0000
1.750 0.3286 0.03744 0.02718 -0.0868 0.9081 1.0000
2.000 0.3606 0.03845 0.02807 -0.0888 0.8960 1.0000
2.250 0.3934 0.03947 0.02900 -0.0909 0.8838 1.0000
2.500 0.4278 0.04049 0.02996 -0.0931 0.8720 1.0000
2.750 0.4656 0.04149 0.03089 -0.0957 0.8602 1.0000
3.000 0.4948 0.04245 0.03182 -0.0970 0.8478 1.0000
3.250 0.5207 0.04345 0.03282 -0.0978 0.8349 1.0000
3.500 0.5473 0.04448 0.03384 -0.0987 0.8221 1.0000
3.750 0.5744 0.04552 0.03489 -0.0995 0.8093 1.0000
4.000 0.6024 0.04654 0.03594 -0.1004 0.7963 1.0000
4.250 0.6310 0.04756 0.03702 -0.1014 0.7834 1.0000
4.500 0.6608 0.04851 0.03802 -0.1023 0.7704 1.0000
4.750 0.6914 0.04941 0.03899 -0.1032 0.7571 1.0000
5.000 0.7238 0.05021 0.03990 -0.1042 0.7439 1.0000
5.250 0.7565 0.05090 0.04069 -0.1050 0.7302 1.0000
5.500 0.7888 0.05153 0.04145 -0.1056 0.7163 1.0000
5.750 0.8176 0.05224 0.04228 -0.1057 0.7016 1.0000
6.000 0.8400 0.05322 0.04342 -0.1053 0.6860 1.0000
6.250 0.8587 0.05439 0.04471 -0.1044 0.6696 1.0000
6.500 0.8804 0.05536 0.04582 -0.1037 0.6530 1.0000
6.750 0.9063 0.05599 0.04662 -0.1031 0.6362 1.0000
7.000 0.9390 0.05600 0.04686 -0.1026 0.6194 1.0000
7.250 0.9836 0.05477 0.04590 -0.1023 0.6028 1.0000
7.500 1.0553 0.05062 0.04216 -0.1024 0.5868 1.0000
7.750 1.1399 0.04549 0.03747 -0.1037 0.5662 1.0000
8.000 1.2267 0.04020 0.03259 -0.1057 0.5371 1.0000
8.250 1.2718 0.03797 0.03052 -0.1046 0.5034 1.0000
8.500 1.3120 0.03608 0.02863 -0.1031 0.4639 1.0000
8.750 1.3359 0.03538 0.02785 -0.1001 0.4220 1.0000
9.000 1.3493 0.03558 0.02784 -0.0964 0.3793 1.0000
9.250 1.3540 0.03650 0.02858 -0.0921 0.3385 1.0000
9.500 1.3573 0.03791 0.02978 -0.0879 0.3000 1.0000
9.750 1.3646 0.03957 0.03107 -0.0845 0.2630 1.0000
10.000 1.3682 0.04163 0.03298 -0.0810 0.2322 1.0000
10.250 1.3767 0.04396 0.03514 -0.0783 0.2041 1.0000
10.500 1.3902 0.04657 0.03757 -0.0764 0.1781 1.0000
10.750 1.3952 0.04930 0.04046 -0.0735 0.1597 1.0000
11.000 1.4057 0.05225 0.04343 -0.0715 0.1423 1.0000
11.250 1.4222 0.05549 0.04654 -0.0704 0.1254 1.0000
11.500 1.4158 0.05878 0.05028 -0.0666 0.1183 1.0000
11.750 1.4216 0.06229 0.05388 -0.0647 0.1087 1.0000
12.000 1.4104 0.06573 0.05773 -0.0611 0.1044 1.0000
12.250 1.4191 0.06976 0.06177 -0.0599 0.0969 1.0000
12.500 1.3986 0.07357 0.06600 -0.0565 0.0957 1.0000
12.750 1.3770 0.07783 0.07063 -0.0540 0.0948 1.0000
13.000 1.3540 0.08259 0.07573 -0.0523 0.0944 1.0000
13.250 1.3290 0.08792 0.08136 -0.0517 0.0945 1.0000
13.500 1.3028 0.09387 0.08757 -0.0521 0.0951 1.0000
13.750 1.2762 0.10047 0.09440 -0.0535 0.0959 1.0000
14.000 1.2506 0.10767 0.10177 -0.0560 0.0968 1.0000
14.250 1.2269 0.11539 0.10962 -0.0592 0.0976 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to E214 (11.1%) (e214-il)