E216 (10.4%) (e216-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: E216 (10.4%) (e216-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 40.73 at α=8° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e216-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e216-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: E216 (10.4%)
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.000 -0.3770 0.11401 0.10794 -0.0191 1.0000 0.2104
-6.750 -0.3553 0.10872 0.10262 -0.0173 1.0000 0.2192
-6.500 -0.3776 0.10881 0.10286 -0.0151 1.0000 0.2249
-6.250 -0.4090 0.10966 0.10390 -0.0135 1.0000 0.2264
-6.000 -0.3812 0.10398 0.09817 -0.0109 1.0000 0.2379
-5.750 -0.4124 0.10472 0.09909 -0.0106 1.0000 0.2417
-5.500 -0.3936 0.09999 0.09436 -0.0068 1.0000 0.2502
-5.250 -0.4212 0.10036 0.09491 -0.0102 1.0000 0.2577
-5.000 -0.4038 0.09577 0.09030 -0.0045 1.0000 0.2641
-4.750 -0.4169 0.09438 0.08904 -0.0071 1.0000 0.2742
-4.500 -0.4080 0.09106 0.08574 -0.0029 1.0000 0.2813
-4.250 -0.4112 0.08869 0.08344 -0.0044 1.0000 0.2917
-4.000 -0.4095 0.08633 0.08113 -0.0072 1.0000 0.3056
-3.750 -0.4034 0.08327 0.07811 -0.0030 1.0000 0.3119
-3.500 -0.1959 0.04570 0.03810 -0.0901 1.0000 0.1188
-3.250 -0.1502 0.04156 0.03351 -0.0965 1.0000 0.1229
-3.000 -0.1025 0.03814 0.02949 -0.1022 1.0000 0.1276
-2.750 -0.0601 0.03583 0.02670 -0.1062 1.0000 0.1418
-2.500 -0.0213 0.03410 0.02464 -0.1090 1.0000 0.1677
-2.250 0.0110 0.03319 0.02383 -0.1105 1.0000 0.2155
-2.000 0.0416 0.03262 0.02344 -0.1115 1.0000 0.2805
-1.750 0.0705 0.03239 0.02337 -0.1120 1.0000 0.3532
-1.500 0.0936 0.03247 0.02368 -0.1114 1.0000 0.4187
-1.250 0.1147 0.03269 0.02406 -0.1103 1.0000 0.4817
-1.000 0.1344 0.03300 0.02445 -0.1090 1.0000 0.5422
-0.750 0.1498 0.03333 0.02492 -0.1067 1.0000 0.5952
-0.500 0.1659 0.03370 0.02535 -0.1047 1.0000 0.6521
-0.250 0.1773 0.03400 0.02576 -0.1017 1.0000 0.7049
0.000 0.1872 0.03424 0.02606 -0.0986 1.0000 0.7632
0.250 0.1916 0.03425 0.02619 -0.0943 1.0000 0.8285
0.500 0.1858 0.03359 0.02574 -0.0889 1.0000 0.9362
0.750 0.2288 0.03453 0.02630 -0.0966 1.0000 1.0000
1.000 0.2651 0.03591 0.02729 -0.1013 0.9998 1.0000
1.250 0.3281 0.03797 0.02895 -0.1101 0.9808 1.0000
1.500 0.3802 0.03956 0.03026 -0.1163 0.9652 1.0000
1.750 0.4223 0.04079 0.03129 -0.1205 0.9492 1.0000
2.000 0.4620 0.04193 0.03228 -0.1241 0.9336 1.0000
2.250 0.5016 0.04303 0.03325 -0.1275 0.9183 1.0000
2.500 0.5400 0.04408 0.03420 -0.1305 0.9033 1.0000
2.750 0.5781 0.04506 0.03511 -0.1333 0.8881 1.0000
3.000 0.6154 0.04599 0.03600 -0.1358 0.8731 1.0000
3.250 0.6525 0.04686 0.03684 -0.1382 0.8579 1.0000
3.500 0.6893 0.04765 0.03763 -0.1403 0.8426 1.0000
3.750 0.7256 0.04837 0.03839 -0.1422 0.8273 1.0000
4.000 0.7616 0.04902 0.03907 -0.1439 0.8119 1.0000
4.250 0.7977 0.04958 0.03968 -0.1455 0.7965 1.0000
4.500 0.8341 0.05002 0.04022 -0.1468 0.7811 1.0000
4.750 0.8707 0.05035 0.04064 -0.1480 0.7656 1.0000
5.000 0.9080 0.05052 0.04091 -0.1491 0.7502 1.0000
5.250 0.9463 0.05048 0.04104 -0.1500 0.7347 1.0000
5.750 0.9977 0.05163 0.04243 -0.1490 0.6986 1.0000
6.000 1.0344 0.05130 0.04227 -0.1491 0.6819 1.0000
6.250 1.0772 0.05027 0.04148 -0.1493 0.6658 1.0000
6.500 1.1295 0.04813 0.03957 -0.1497 0.6506 1.0000
6.750 1.1949 0.04492 0.03668 -0.1511 0.6344 1.0000
7.000 1.3057 0.03895 0.03112 -0.1574 0.6139 1.0000
7.250 1.3470 0.03787 0.03021 -0.1571 0.5866 1.0000
7.500 1.3950 0.03651 0.02898 -0.1576 0.5555 1.0000
7.750 1.4378 0.03565 0.02811 -0.1576 0.5216 1.0000
8.000 1.4618 0.03589 0.02834 -0.1555 0.4881 1.0000
8.250 1.4800 0.03648 0.02893 -0.1527 0.4543 1.0000
8.500 1.4980 0.03716 0.02957 -0.1500 0.4195 1.0000
8.750 1.5189 0.03788 0.03006 -0.1477 0.3834 1.0000
9.000 1.5279 0.03918 0.03131 -0.1441 0.3506 1.0000
9.250 1.5361 0.04061 0.03267 -0.1405 0.3186 1.0000
9.500 1.5442 0.04224 0.03420 -0.1370 0.2880 1.0000
9.750 1.5516 0.04405 0.03589 -0.1336 0.2589 1.0000
10.000 1.5585 0.04602 0.03773 -0.1302 0.2311 1.0000
10.250 1.5600 0.04812 0.03980 -0.1263 0.2069 1.0000
10.500 1.5575 0.05030 0.04195 -0.1220 0.1854 1.0000
10.750 1.5514 0.05245 0.04412 -0.1175 0.1668 1.0000
11.000 1.5541 0.05493 0.04632 -0.1145 0.1462 1.0000
11.250 1.5517 0.05790 0.04941 -0.1109 0.1312 1.0000
11.500 1.5555 0.06125 0.05284 -0.1083 0.1178 1.0000
11.750 1.5702 0.06516 0.05677 -0.1071 0.1060 1.0000
12.000 1.5567 0.06899 0.06117 -0.1031 0.1025 1.0000
12.250 1.5568 0.07259 0.06497 -0.1008 0.0966 1.0000
12.500 1.5584 0.07706 0.06965 -0.0991 0.0924 1.0000
12.750 1.5384 0.08161 0.07465 -0.0961 0.0914 1.0000
13.000 1.5174 0.08665 0.08009 -0.0940 0.0909 1.0000
13.250 1.4934 0.09216 0.08597 -0.0927 0.0906 1.0000
13.500 1.4679 0.09820 0.09234 -0.0924 0.0908 1.0000
13.750 1.4410 0.10480 0.09919 -0.0932 0.0912 1.0000
14.000 1.4133 0.11210 0.10673 -0.0953 0.0919 1.0000
14.250 1.3874 0.11993 0.11476 -0.0984 0.0926 1.0000
14.500 1.3623 0.12842 0.12340 -0.1025 0.0933 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to E216 (10.4%) (e216-il)