EPPLER 266 AIRFOIL (e266-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 266 AIRFOIL (e266-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 26 at α=12.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e266-il-100000.txt Download as CSV file: xf-e266-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 266 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.750 -0.1153 0.10459 0.10033 -0.0870 0.9177 0.1282
-11.500 -0.1281 0.10082 0.09654 -0.0912 0.9120 0.1352
-11.250 -0.1297 0.09603 0.09174 -0.0938 0.9048 0.1381
-11.000 -0.1017 0.09267 0.08827 -0.0937 0.8971 0.1434
-10.750 -0.1337 0.08871 0.08436 -0.0983 0.8910 0.1513
-10.500 -0.1105 0.08444 0.08002 -0.0979 0.8846 0.1550
-10.250 -0.0981 0.08141 0.07693 -0.0980 0.8777 0.1607
-10.000 -0.1967 0.08575 0.08130 -0.0991 0.9035 0.1573
-9.750 -0.2606 0.07948 0.07498 -0.1096 0.8896 0.1671
-9.500 -0.1920 0.07740 0.07285 -0.1054 0.8857 0.1738
-9.250 -0.2572 0.07265 0.06806 -0.1108 0.8733 0.1823
-9.000 -0.2078 0.06942 0.06483 -0.1099 0.8692 0.1906
-8.750 -0.2767 0.06716 0.06249 -0.1088 0.8582 0.1978
-8.000 -0.3782 0.04819 0.04128 -0.0970 0.8392 0.0791
-7.750 -0.3555 0.04403 0.03705 -0.0970 0.8359 0.0720
-7.500 -0.3540 0.04173 0.03395 -0.0926 0.8315 0.0645
-7.250 -0.3410 0.03924 0.03127 -0.0910 0.8272 0.0629
-7.000 -0.3244 0.03705 0.02876 -0.0895 0.8233 0.0614
-6.750 -0.3026 0.03498 0.02632 -0.0884 0.8201 0.0605
-6.500 -0.2825 0.03370 0.02475 -0.0872 0.8167 0.0618
-6.250 -0.2656 0.03286 0.02368 -0.0857 0.8128 0.0634
-6.000 -0.2421 0.03183 0.02242 -0.0849 0.8096 0.0645
-5.750 -0.2120 0.03058 0.02101 -0.0852 0.8071 0.0657
-5.500 -0.1753 0.02881 0.01937 -0.0867 0.8049 0.0695
-5.250 -0.1465 0.02795 0.01849 -0.0867 0.8027 0.0750
-5.000 -0.1392 0.02786 0.01847 -0.0838 0.7986 0.0809
-4.750 -0.1341 0.02794 0.01862 -0.0806 0.7950 0.0886
-4.500 -0.1294 0.02776 0.01853 -0.0771 0.7921 0.1017
-4.250 -0.1301 0.02678 0.01814 -0.0726 0.7894 0.1701
-4.000 -0.1321 0.02665 0.02082 -0.0628 0.7874 0.7079
-3.750 0.0262 0.03224 0.02576 -0.0733 0.7878 0.8141
-3.500 0.1329 0.03291 0.02596 -0.0844 0.7869 0.8434
-3.250 0.1748 0.03333 0.02620 -0.0868 0.7846 0.8655
-3.000 0.2225 0.03346 0.02617 -0.0909 0.7823 0.8840
-2.750 0.2596 0.03353 0.02612 -0.0936 0.7796 0.9012
-2.500 0.2945 0.03348 0.02595 -0.0959 0.7769 0.9168
-2.250 0.3307 0.03329 0.02563 -0.0984 0.7744 0.9313
-2.000 0.3693 0.03300 0.02522 -0.1014 0.7725 0.9441
-1.750 0.4112 0.03263 0.02472 -0.1052 0.7708 0.9557
-1.500 0.4407 0.03286 0.02491 -0.1074 0.7682 0.9663
-1.250 0.4579 0.03360 0.02566 -0.1080 0.7643 0.9755
-1.000 0.4796 0.03421 0.02624 -0.1090 0.7615 0.9837
-0.750 0.5182 0.03412 0.02610 -0.1128 0.7590 0.9913
-0.500 0.5618 0.03377 0.02568 -0.1171 0.7567 0.9986
-0.250 0.5859 0.03395 0.02581 -0.1175 0.7546 1.0000
0.000 0.5435 0.03735 0.02933 -0.1090 0.7493 1.0000
0.250 0.4915 0.04055 0.03261 -0.0986 0.7442 1.0000
0.500 0.4815 0.04189 0.03394 -0.0938 0.7411 1.0000
0.750 0.5239 0.04155 0.03353 -0.0966 0.7389 1.0000
1.000 0.2256 0.05249 0.04491 -0.0568 0.7899 1.0000
1.250 0.2430 0.05264 0.04499 -0.0555 0.7755 1.0000
1.500 0.3460 0.04984 0.04197 -0.0630 0.7319 1.0000
1.750 0.3320 0.05127 0.04341 -0.0585 0.7320 1.0000
2.000 0.3215 0.05264 0.04478 -0.0546 0.7328 1.0000
2.250 0.3222 0.05400 0.04614 -0.0523 0.7354 1.0000
2.500 0.3339 0.05532 0.04744 -0.0514 0.7371 1.0000
2.750 0.3649 0.05494 0.04701 -0.0512 0.7209 1.0000
3.000 0.2564 0.05960 0.05181 -0.0387 0.7711 1.0000
3.250 0.2452 0.05955 0.05176 -0.0337 0.7589 1.0000
3.500 0.2870 0.06128 0.05345 -0.0366 0.7543 1.0000
3.750 0.2707 0.06094 0.05311 -0.0309 0.7413 1.0000
4.000 0.2719 0.06161 0.05376 -0.0280 0.7323 1.0000
4.250 0.2984 0.06243 0.05457 -0.0283 0.7237 1.0000
4.500 0.2903 0.06272 0.05485 -0.0240 0.7121 1.0000
5.000 0.3172 0.06396 0.05608 -0.0210 0.6928 1.0000
5.250 0.3160 0.06444 0.05656 -0.0176 0.6817 1.0000
5.500 0.3564 0.06537 0.05750 -0.0190 0.6720 1.0000
5.750 0.4507 0.06087 0.05293 -0.0217 0.6261 1.0000
6.000 0.4238 0.06164 0.05370 -0.0156 0.6146 1.0000
6.250 0.4819 0.06108 0.05318 -0.0179 0.6094 1.0000
6.500 0.4537 0.06191 0.05401 -0.0121 0.5968 1.0000
6.750 0.4555 0.06253 0.05464 -0.0094 0.5864 1.0000
7.000 0.4886 0.06243 0.05456 -0.0096 0.5801 1.0000
7.250 0.4884 0.06345 0.05561 -0.0074 0.5686 1.0000
7.500 0.5299 0.06313 0.05535 -0.0083 0.5639 1.0000
7.750 0.5310 0.06430 0.05656 -0.0067 0.5517 1.0000
8.000 0.5672 0.06412 0.05644 -0.0072 0.5461 1.0000
8.250 0.5790 0.06491 0.05730 -0.0065 0.5354 1.0000
8.500 0.5885 0.06601 0.05846 -0.0057 0.5243 1.0000
8.750 0.6309 0.06514 0.05768 -0.0064 0.5196 1.0000
9.000 0.6385 0.06632 0.05893 -0.0056 0.5076 1.0000
9.250 0.6857 0.06488 0.05762 -0.0063 0.5042 1.0000
9.500 0.6933 0.06600 0.05881 -0.0055 0.4916 1.0000
9.750 0.7435 0.06398 0.05695 -0.0061 0.4891 1.0000
10.000 0.7509 0.06509 0.05813 -0.0053 0.4762 1.0000
10.250 0.7615 0.06604 0.05918 -0.0046 0.4639 1.0000
10.500 0.8132 0.06316 0.05649 -0.0048 0.4609 1.0000
10.750 0.8253 0.06379 0.05722 -0.0041 0.4483 1.0000
11.000 0.8447 0.06374 0.05729 -0.0035 0.4372 1.0000
11.250 0.8982 0.05984 0.05362 -0.0032 0.4335 1.0000
11.500 0.9602 0.05458 0.04860 -0.0028 0.4318 1.0000
11.750 0.9851 0.05338 0.04755 -0.0019 0.4198 1.0000
12.000 1.0803 0.04458 0.03905 -0.0023 0.4154 1.0000
12.250 1.0908 0.04497 0.03950 -0.0010 0.3933 1.0000
12.500 1.1223 0.04316 0.03766 0.0001 0.3648 1.0000
12.750 1.1328 0.04361 0.03795 0.0015 0.3320 1.0000
13.000 1.1324 0.04527 0.03938 0.0031 0.2995 1.0000
13.250 1.1266 0.04766 0.04157 0.0044 0.2691 1.0000
13.500 1.1210 0.05027 0.04403 0.0055 0.2422 1.0000
13.750 1.1158 0.05299 0.04658 0.0064 0.2175 1.0000
14.000 1.1090 0.05606 0.04953 0.0070 0.1938 1.0000
14.250 1.1026 0.05924 0.05259 0.0075 0.1715 1.0000
14.500 1.0942 0.06274 0.05592 0.0079 0.1498 1.0000
14.750 1.0854 0.06648 0.05957 0.0081 0.1277 1.0000
15.000 1.0738 0.07057 0.06341 0.0083 0.1070 1.0000
15.250 1.0642 0.07467 0.06738 0.0084 0.0871 1.0000
15.500 1.0610 0.07796 0.07053 0.0087 0.0737 1.0000
15.750 1.0647 0.08044 0.07293 0.0091 0.0641 1.0000
16.000 1.0762 0.08192 0.07434 0.0100 0.0574 1.0000
16.250 1.0911 0.08322 0.07567 0.0107 0.0535 1.0000
16.500 1.1180 0.08329 0.07562 0.0121 0.0495 1.0000
16.750 1.1264 0.08577 0.07835 0.0122 0.0472 1.0000
17.000 1.1336 0.08835 0.08112 0.0121 0.0452 1.0000
17.250 1.1426 0.09067 0.08350 0.0120 0.0432 1.0000
17.750 1.1671 0.09598 0.08907 0.0123 0.0411 1.0000
18.000 1.1591 0.10057 0.09395 0.0113 0.0408 1.0000
18.250 1.1491 0.10546 0.09911 0.0101 0.0408 1.0000
18.500 1.1357 0.11088 0.10480 0.0083 0.0407 1.0000
18.750 1.1204 0.11676 0.11093 0.0061 0.0408 1.0000
19.000 1.1037 0.12304 0.11744 0.0034 0.0409 1.0000
19.250 1.0858 0.12979 0.12440 0.0002 0.0411 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 266 AIRFOIL (e266-il)