EPPLER 266 AIRFOIL (e266-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 266 AIRFOIL (e266-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 13.91 at α=15.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e266-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e266-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.3448 0.13671 0.13111 -0.0355 1.0000 0.2502
-11.000 -0.3585 0.13713 0.13161 -0.0308 1.0000 0.2564
-10.750 -0.3876 0.13798 0.13258 -0.0282 1.0000 0.2613
-10.500 -0.3857 0.13585 0.13049 -0.0254 1.0000 0.2691
-10.250 -0.4112 0.13595 0.13069 -0.0234 1.0000 0.2776
-10.000 -0.3888 0.13165 0.12637 -0.0251 0.9961 0.2910
-9.750 -0.3752 0.12796 0.12267 -0.0271 0.9917 0.3052
-9.500 -0.3646 0.12445 0.11915 -0.0289 0.9872 0.3191
-9.250 -0.3551 0.12116 0.11586 -0.0309 0.9830 0.3332
-9.000 -0.3507 0.11819 0.11291 -0.0315 0.9783 0.3483
-8.750 -0.3436 0.11519 0.10990 -0.0326 0.9743 0.3637
-8.500 -0.3395 0.11250 0.10722 -0.0332 0.9706 0.3788
-8.250 -0.3453 0.11046 0.10522 -0.0319 0.9668 0.3938
-8.000 -0.3315 0.10717 0.10191 -0.0324 0.9633 0.4019
-7.250 -0.4777 0.09387 0.08896 -0.0372 0.9553 0.2993
-7.000 -0.5270 0.09189 0.08708 -0.0329 0.9549 0.2986
-6.750 -0.5944 0.08692 0.08206 -0.0314 0.9568 0.2669
-6.500 -0.6601 0.08463 0.07957 -0.0264 0.9606 0.2629
-6.250 -0.6866 0.07201 0.06574 -0.0277 0.9663 0.1487
-6.000 -0.6912 0.06799 0.06117 -0.0247 0.9701 0.1340
-5.750 -0.6995 0.06545 0.05852 -0.0202 0.9770 0.1310
-5.500 -0.7427 0.06428 0.05738 -0.0087 1.0000 0.1317
-5.250 -0.7329 0.06049 0.05264 -0.0069 1.0000 0.1203
-5.000 -0.7191 0.05715 0.04911 -0.0057 1.0000 0.1176
-4.750 -0.7043 0.05421 0.04576 -0.0044 1.0000 0.1136
-4.500 -0.6868 0.05143 0.04226 -0.0029 1.0000 0.1091
-4.250 -0.6676 0.04980 0.03993 -0.0013 1.0000 0.1066
-4.000 -0.6481 0.04786 0.03761 -0.0001 1.0000 0.1063
-3.750 -0.6283 0.04620 0.03570 0.0009 1.0000 0.1067
-3.500 -0.0143 0.05114 0.04300 -0.0719 0.9285 1.0000
-3.250 -0.0179 0.05124 0.04293 -0.0692 0.9287 1.0000
-3.000 -0.0232 0.05140 0.04296 -0.0661 0.9299 1.0000
-2.750 -0.0474 0.05155 0.04308 -0.0595 0.9350 1.0000
-2.500 -0.0555 0.05175 0.04314 -0.0556 0.9389 1.0000
-2.250 -0.0569 0.05207 0.04330 -0.0529 0.9428 1.0000
-2.000 -0.0863 0.05213 0.04336 -0.0452 0.9559 1.0000
-1.750 -0.1977 0.05085 0.04239 -0.0213 1.0000 1.0000
-1.500 -0.1922 0.05084 0.04217 -0.0194 1.0000 1.0000
-1.250 -0.1865 0.05087 0.04201 -0.0175 1.0000 1.0000
-1.000 -0.1805 0.05093 0.04189 -0.0156 1.0000 1.0000
-0.750 -0.1744 0.05101 0.04181 -0.0137 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1681 0.05112 0.04176 -0.0118 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1618 0.05125 0.04173 -0.0100 1.0000 1.0000
0.000 -0.1554 0.05140 0.04174 -0.0081 1.0000 1.0000
0.250 -0.1490 0.05156 0.04177 -0.0062 1.0000 1.0000
0.500 -0.1425 0.05174 0.04182 -0.0043 1.0000 1.0000
0.750 -0.1360 0.05193 0.04189 -0.0024 1.0000 1.0000
1.000 -0.1296 0.05213 0.04197 -0.0006 1.0000 1.0000
1.250 -0.1233 0.05234 0.04208 0.0013 1.0000 1.0000
1.500 -0.1170 0.05255 0.04220 0.0032 1.0000 1.0000
1.750 -0.1108 0.05277 0.04233 0.0050 1.0000 1.0000
2.000 -0.1047 0.05300 0.04248 0.0069 1.0000 1.0000
2.250 -0.0986 0.05323 0.04262 0.0087 1.0000 1.0000
2.500 -0.0927 0.05347 0.04279 0.0106 1.0000 1.0000
2.750 -0.0795 0.05412 0.04337 0.0109 0.9976 1.0000
3.000 -0.0504 0.05587 0.04505 0.0080 0.9874 1.0000
3.250 -0.0250 0.05741 0.04650 0.0058 0.9762 1.0000
3.500 -0.0026 0.05875 0.04779 0.0043 0.9644 1.0000
3.750 0.0180 0.06006 0.04905 0.0033 0.9527 1.0000
4.000 0.0393 0.06161 0.05054 0.0022 0.9415 1.0000
4.250 0.0654 0.06379 0.05266 0.0003 0.9295 1.0000
4.500 0.0815 0.06453 0.05339 0.0002 0.9155 1.0000
4.750 0.0964 0.06537 0.05420 0.0004 0.9019 1.0000
5.000 0.1111 0.06639 0.05520 0.0006 0.8888 1.0000
5.250 0.1278 0.06777 0.05656 0.0004 0.8771 1.0000
5.500 0.1596 0.07079 0.05955 -0.0023 0.8670 1.0000
5.750 0.1717 0.07136 0.06013 -0.0017 0.8527 1.0000
6.000 0.1844 0.07234 0.06112 -0.0013 0.8393 1.0000
6.250 0.1998 0.07380 0.06259 -0.0014 0.8274 1.0000
6.500 0.2311 0.07695 0.06575 -0.0041 0.8179 1.0000
6.750 0.2457 0.07805 0.06688 -0.0040 0.8039 1.0000
7.000 0.2568 0.07914 0.06801 -0.0036 0.7905 1.0000
7.250 0.2707 0.08076 0.06967 -0.0037 0.7786 1.0000
7.500 0.2993 0.08385 0.07280 -0.0060 0.7690 1.0000
7.750 0.3172 0.08556 0.07457 -0.0066 0.7553 1.0000
8.000 0.3257 0.08673 0.07581 -0.0061 0.7418 1.0000
8.250 0.3377 0.08851 0.07764 -0.0062 0.7297 1.0000
8.500 0.3629 0.09156 0.08077 -0.0080 0.7199 1.0000
8.750 0.3862 0.09407 0.08336 -0.0094 0.7062 1.0000
9.000 0.3902 0.09514 0.08449 -0.0087 0.6927 1.0000
9.250 0.4000 0.09704 0.08648 -0.0087 0.6803 1.0000
9.500 0.4181 0.09978 0.08931 -0.0099 0.6698 1.0000
9.750 0.4509 0.10350 0.09314 -0.0123 0.6568 1.0000
10.000 0.4527 0.10454 0.09427 -0.0116 0.6431 1.0000
10.250 0.4583 0.10639 0.09622 -0.0115 0.6302 1.0000
10.500 0.4692 0.10888 0.09880 -0.0120 0.6188 1.0000
10.750 0.4893 0.11195 0.10199 -0.0133 0.6070 1.0000
11.000 0.5136 0.11516 0.10532 -0.0148 0.5930 1.0000
11.250 0.5318 0.11780 0.10811 -0.0156 0.5779 1.0000
11.500 0.5257 0.11912 0.10950 -0.0151 0.5658 1.0000
11.750 0.5322 0.12157 0.11205 -0.0156 0.5535 1.0000
12.000 0.5428 0.12431 0.11490 -0.0163 0.5413 1.0000
12.250 0.6230 0.11864 0.10946 -0.0133 0.4562 1.0000
12.500 0.6362 0.12031 0.11126 -0.0134 0.4385 1.0000
12.750 0.6529 0.12198 0.11308 -0.0135 0.4216 1.0000
13.000 0.7012 0.12113 0.11249 -0.0130 0.3999 1.0000
13.250 0.7125 0.12311 0.11461 -0.0130 0.3845 1.0000
13.500 0.7231 0.12506 0.11669 -0.0130 0.3689 1.0000
13.750 0.7356 0.12699 0.11876 -0.0130 0.3537 1.0000
14.000 0.7466 0.12897 0.12089 -0.0130 0.3384 1.0000
14.250 0.7593 0.13085 0.12291 -0.0130 0.3235 1.0000
14.500 0.7699 0.13287 0.12507 -0.0129 0.3083 1.0000
14.750 0.7819 0.13476 0.12709 -0.0128 0.2935 1.0000
15.000 0.9594 0.10170 0.09500 0.0032 0.2491 1.0000
15.500 1.1070 0.07960 0.07153 0.0157 0.1333 1.0000
15.750 1.1110 0.08287 0.07479 0.0162 0.1195 1.0000
16.000 1.0998 0.08762 0.07985 0.0160 0.1130 1.0000
16.250 1.1070 0.09095 0.08322 0.0161 0.1053 1.0000
16.500 1.0880 0.09684 0.08943 0.0150 0.1029 1.0000
16.750 1.0684 0.10316 0.09603 0.0135 0.1014 1.0000
17.000 1.0379 0.11131 0.10448 0.0105 0.1023 1.0000
17.250 1.0009 0.12129 0.11469 0.0062 0.1047 1.0000
17.500 0.9672 0.13186 0.12538 0.0011 0.1067 1.0000
17.750 0.9383 0.14285 0.13640 -0.0043 0.1079 1.0000
18.000 0.8356 0.17867 0.17186 -0.0245 0.1340 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 266 AIRFOIL (e266-il)