EPPLER 334 AIRFOIL (e334-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 334 AIRFOIL (e334-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 16.57 at α=0.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e334-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e334-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 334 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.3270 0.10291 0.09688 -0.0247 1.0000 0.1886
-8.000 -0.3059 0.09805 0.09205 -0.0227 1.0000 0.1982
-7.750 -0.3279 0.09711 0.09130 -0.0241 1.0000 0.2051
-7.500 -0.3095 0.09279 0.08704 -0.0221 1.0000 0.2170
-7.250 -0.3405 0.09216 0.08666 -0.0224 1.0000 0.2218
-7.000 -0.3282 0.08846 0.08305 -0.0202 1.0000 0.2363
-6.750 -0.3267 0.08562 0.08036 -0.0181 1.0000 0.2482
-6.500 -0.3600 0.08520 0.08019 -0.0170 1.0000 0.2548
-6.250 -0.3583 0.08259 0.07776 -0.0131 1.0000 0.2690
-6.000 -0.3937 0.08289 0.07826 -0.0087 1.0000 0.2703
-5.750 -0.4282 0.08323 0.07874 -0.0047 1.0000 0.2711
-5.500 -0.4340 0.08139 0.07705 -0.0001 1.0000 0.2806
-5.250 -0.4557 0.08037 0.07611 0.0015 0.9985 0.2920
-5.000 0.0074 0.05730 0.05216 -0.0084 1.0000 0.9203
-4.000 -0.0857 0.05803 0.05368 -0.0011 0.9604 0.7887
-3.750 -0.1425 0.05708 0.05284 -0.0030 0.9329 0.6992
-3.500 -0.1894 0.05470 0.05053 -0.0054 0.9065 0.6374
-3.250 -0.1701 0.04747 0.04132 -0.0486 0.8772 0.3054
-3.000 -0.0922 0.04298 0.03534 -0.0564 0.8670 0.1666
-2.750 -0.0443 0.04040 0.03195 -0.0581 0.8556 0.1350
-2.500 -0.0096 0.03887 0.02977 -0.0581 0.8421 0.1212
-2.250 0.0256 0.03692 0.02749 -0.0586 0.8299 0.1177
-2.000 0.0743 0.03493 0.02506 -0.0606 0.8205 0.1186
-1.750 0.1062 0.03385 0.02367 -0.0603 0.8076 0.1201
-1.500 0.3466 0.02450 0.01671 -0.0894 0.8024 1.0000
-1.250 0.3705 0.02487 0.01650 -0.0883 0.7891 1.0000
-1.000 0.3879 0.02549 0.01679 -0.0868 0.7754 1.0000
-0.750 0.4049 0.02616 0.01719 -0.0852 0.7627 1.0000
-0.500 0.4247 0.02674 0.01750 -0.0839 0.7517 1.0000
-0.250 0.4449 0.02730 0.01781 -0.0827 0.7411 1.0000
0.000 0.4570 0.02828 0.01864 -0.0808 0.7296 1.0000
0.250 0.4781 0.02886 0.01901 -0.0796 0.7208 1.0000
0.500 0.4900 0.02990 0.01993 -0.0777 0.7104 1.0000
0.750 0.5030 0.03094 0.02085 -0.0759 0.7013 1.0000
1.000 0.5201 0.03175 0.02152 -0.0744 0.6926 1.0000
1.250 0.5257 0.03322 0.02293 -0.0720 0.6838 1.0000
1.500 0.5443 0.03401 0.02360 -0.0706 0.6760 1.0000
1.750 0.5433 0.03583 0.02537 -0.0677 0.6675 1.0000
2.000 0.5577 0.03689 0.02635 -0.0661 0.6602 1.0000
2.250 0.5559 0.03879 0.02820 -0.0631 0.6527 1.0000
2.500 0.5577 0.04048 0.02984 -0.0604 0.6453 1.0000
2.750 0.5709 0.04175 0.03103 -0.0588 0.6391 1.0000
3.000 0.5397 0.04495 0.03424 -0.0536 0.6322 1.0000
3.250 0.5697 0.04558 0.03478 -0.0535 0.6260 1.0000
3.500 0.5351 0.04897 0.03813 -0.0482 0.6210 1.0000
3.750 0.5080 0.05191 0.04102 -0.0438 0.6171 1.0000
4.000 0.5192 0.05358 0.04263 -0.0427 0.6117 1.0000
4.250 0.5307 0.05542 0.04442 -0.0418 0.6069 1.0000
4.500 0.5135 0.05838 0.04735 -0.0394 0.6051 1.0000
4.750 0.5062 0.06106 0.05000 -0.0380 0.6037 1.0000
5.000 0.5039 0.06370 0.05262 -0.0371 0.6037 1.0000
5.250 0.5068 0.06639 0.05531 -0.0368 0.6056 1.0000
5.500 0.5153 0.06920 0.05812 -0.0372 0.6092 1.0000
5.750 0.4105 0.07692 0.06598 -0.0377 0.7385 1.0000
6.000 0.4248 0.07863 0.06767 -0.0374 0.7241 1.0000
6.250 0.4311 0.08005 0.06908 -0.0363 0.7104 1.0000
6.500 0.4409 0.08200 0.07101 -0.0357 0.6987 1.0000
6.750 0.4693 0.08529 0.07430 -0.0373 0.6890 1.0000
7.000 0.4842 0.08727 0.07628 -0.0371 0.6749 1.0000
7.250 0.4865 0.08870 0.07771 -0.0359 0.6619 1.0000
7.500 0.4963 0.09085 0.07987 -0.0355 0.6500 1.0000
7.750 0.5293 0.09474 0.08378 -0.0374 0.6406 1.0000
8.000 0.5328 0.09612 0.08521 -0.0363 0.6268 1.0000
8.250 0.5349 0.09792 0.08702 -0.0354 0.6145 1.0000
8.500 0.5480 0.10062 0.08975 -0.0356 0.6043 1.0000
8.750 0.5774 0.10422 0.09340 -0.0369 0.5929 1.0000
9.000 0.5715 0.10542 0.09463 -0.0355 0.5805 1.0000
9.250 0.5787 0.10791 0.09716 -0.0354 0.5699 1.0000
9.500 0.6162 0.11263 0.10198 -0.0372 0.5600 1.0000
9.750 0.6049 0.11331 0.10270 -0.0357 0.5475 1.0000
10.000 0.6085 0.11577 0.10519 -0.0355 0.5368 1.0000
10.250 0.6426 0.12049 0.11001 -0.0371 0.5276 1.0000
10.500 0.6345 0.12151 0.11107 -0.0361 0.5151 1.0000
10.750 0.6364 0.12407 0.11367 -0.0361 0.5055 1.0000
11.000 0.6693 0.12894 0.11868 -0.0374 0.4957 1.0000
11.250 0.6585 0.12985 0.11963 -0.0367 0.4841 1.0000
11.500 0.6637 0.13288 0.12273 -0.0371 0.4757 1.0000
11.750 0.6944 0.13755 0.12753 -0.0380 0.4647 1.0000
12.000 0.6796 0.13846 0.12845 -0.0377 0.4543 1.0000
12.250 0.6959 0.14260 0.13268 -0.0385 0.4470 1.0000
12.500 0.7065 0.14533 0.13551 -0.0388 0.4346 1.0000
12.750 0.7011 0.14753 0.13777 -0.0393 0.4261 1.0000
13.000 0.7363 0.15361 0.14401 -0.0402 0.4173 1.0000
13.250 0.7176 0.15368 0.14409 -0.0405 0.4071 1.0000
13.500 0.7315 0.15786 0.14836 -0.0413 0.4000 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 334 AIRFOIL (e334-il)