EPPLER 335 AIRFOIL (e335-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 335 AIRFOIL (e335-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 15.89 at α=2.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e335-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e335-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 335 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.5090 0.13449 0.12801 0.0128 1.0000 0.1954
-10.750 -0.4858 0.12894 0.12247 0.0140 1.0000 0.2038
-10.500 -0.5062 0.12756 0.12120 0.0110 1.0000 0.2115
-10.250 -0.4803 0.12213 0.11577 0.0126 1.0000 0.2229
-10.000 -0.4800 0.11851 0.11223 0.0118 1.0000 0.2323
-9.750 -0.4993 0.11679 0.11062 0.0097 1.0000 0.2434
-9.500 -0.4810 0.11240 0.10626 0.0109 1.0000 0.2580
-9.250 -0.4738 0.10871 0.10262 0.0113 1.0000 0.2732
-9.000 -0.4767 0.10570 0.09970 0.0114 1.0000 0.2902
-8.750 -0.4572 0.10157 0.09562 0.0133 1.0000 0.3132
-8.500 -0.4594 0.09903 0.09317 0.0142 1.0000 0.3372
-8.250 -0.4499 0.09606 0.09025 0.0164 1.0000 0.3692
-8.000 -0.4514 0.09378 0.08807 0.0188 1.0000 0.4027
-7.750 -0.4169 0.09003 0.08433 0.0221 1.0000 0.4485
-7.500 -0.3876 0.08644 0.08078 0.0243 1.0000 0.4904
-7.000 -0.3418 0.08014 0.07456 0.0285 1.0000 0.5828
-6.250 -0.4417 0.06734 0.06234 0.0200 1.0000 0.4614
-6.000 -0.4940 0.06279 0.05798 0.0188 1.0000 0.4265
-5.750 -0.5491 0.05814 0.05328 0.0166 1.0000 0.3737
-5.500 -0.5594 0.05134 0.04484 0.0107 1.0000 0.1747
-5.250 -0.5653 0.04945 0.04245 0.0155 1.0000 0.1458
-5.000 -0.5834 0.04945 0.04186 0.0221 1.0000 0.1330
-4.750 -0.5838 0.04682 0.03937 0.0248 1.0000 0.1301
-4.500 -0.5647 0.04461 0.03642 0.0258 0.9927 0.1168
-4.250 -0.5083 0.03999 0.03134 0.0203 0.9739 0.1086
-4.000 -0.4473 0.03701 0.02737 0.0158 0.9549 0.1021
-3.750 -0.0126 0.02463 0.01755 -0.0327 1.0000 1.0000
-3.500 0.0030 0.02527 0.01801 -0.0350 0.9790 1.0000
-3.250 0.0818 0.02450 0.01657 -0.0463 0.9317 1.0000
-3.000 0.1341 0.02412 0.01567 -0.0517 0.8921 1.0000
-2.750 0.1607 0.02420 0.01537 -0.0518 0.8593 1.0000
-2.500 0.1806 0.02442 0.01528 -0.0506 0.8331 1.0000
-2.250 0.1999 0.02467 0.01531 -0.0495 0.8103 1.0000
-2.000 0.2191 0.02494 0.01535 -0.0483 0.7905 1.0000
-1.750 0.2386 0.02523 0.01545 -0.0471 0.7729 1.0000
-1.500 0.2586 0.02555 0.01560 -0.0461 0.7568 1.0000
-1.250 0.2789 0.02591 0.01581 -0.0452 0.7419 1.0000
-1.000 0.2992 0.02630 0.01606 -0.0444 0.7280 1.0000
-0.750 0.3202 0.02673 0.01637 -0.0437 0.7151 1.0000
-0.500 0.3405 0.02715 0.01665 -0.0426 0.7038 1.0000
-0.250 0.3614 0.02765 0.01706 -0.0420 0.6919 1.0000
0.000 0.3827 0.02825 0.01761 -0.0417 0.6804 1.0000
0.250 0.4030 0.02879 0.01806 -0.0408 0.6709 1.0000
0.500 0.4239 0.02943 0.01865 -0.0402 0.6604 1.0000
0.750 0.4448 0.03021 0.01941 -0.0400 0.6504 1.0000
1.000 0.4648 0.03077 0.01989 -0.0388 0.6423 1.0000
1.250 0.4855 0.03181 0.02098 -0.0391 0.6323 1.0000
1.500 0.5052 0.03236 0.02145 -0.0376 0.6250 1.0000
1.750 0.5246 0.03367 0.02286 -0.0382 0.6153 1.0000
2.000 0.5441 0.03437 0.02351 -0.0369 0.6082 1.0000
2.250 0.5615 0.03590 0.02513 -0.0373 0.5990 1.0000
2.500 0.5810 0.03657 0.02576 -0.0357 0.5927 1.0000
2.750 0.5944 0.03863 0.02798 -0.0364 0.5836 1.0000
3.000 0.6146 0.03918 0.02849 -0.0345 0.5773 1.0000
3.250 0.6219 0.04189 0.03135 -0.0352 0.5688 1.0000
3.500 0.6397 0.04285 0.03231 -0.0337 0.5625 1.0000
3.750 0.6418 0.04580 0.03537 -0.0336 0.5550 1.0000
4.000 0.6529 0.04749 0.03710 -0.0324 0.5483 1.0000
4.250 0.6582 0.04982 0.03951 -0.0312 0.5423 1.0000
4.500 0.6443 0.05365 0.04341 -0.0301 0.5365 1.0000
4.750 0.6673 0.05430 0.04409 -0.0285 0.5300 1.0000
5.000 0.6437 0.05869 0.04850 -0.0267 0.5265 1.0000
5.250 0.6127 0.06292 0.05271 -0.0240 0.5250 1.0000
5.500 0.5830 0.06626 0.05602 -0.0202 0.5253 1.0000
5.750 0.5666 0.06928 0.05901 -0.0175 0.5267 1.0000
6.000 0.5603 0.07226 0.06201 -0.0159 0.5297 1.0000
6.250 0.4042 0.08113 0.07072 -0.0134 0.6715 1.0000
6.500 0.4265 0.08380 0.07343 -0.0136 0.6576 1.0000
6.750 0.4239 0.08487 0.07449 -0.0110 0.6435 1.0000
7.000 0.4255 0.08644 0.07606 -0.0090 0.6298 1.0000
7.250 0.4303 0.08830 0.07793 -0.0075 0.6168 1.0000
7.500 0.4443 0.09092 0.08062 -0.0071 0.6065 1.0000
7.750 0.4704 0.09415 0.08392 -0.0075 0.5933 1.0000
8.000 0.4615 0.09492 0.08468 -0.0047 0.5798 1.0000
8.250 0.4605 0.09664 0.08641 -0.0030 0.5675 1.0000
8.500 0.4725 0.09942 0.08924 -0.0025 0.5583 1.0000
8.750 0.4956 0.10264 0.09256 -0.0025 0.5454 1.0000
9.000 0.4859 0.10352 0.09344 -0.0002 0.5323 1.0000
9.250 0.4847 0.10558 0.09552 0.0011 0.5226 1.0000
9.500 0.5121 0.10965 0.09969 0.0006 0.5127 1.0000
9.750 0.5070 0.11074 0.10080 0.0024 0.4994 1.0000
10.000 0.5015 0.11252 0.10259 0.0038 0.4888 1.0000
10.250 0.5243 0.11663 0.10681 0.0035 0.4806 1.0000
10.500 0.5206 0.11794 0.10816 0.0049 0.4681 1.0000
10.750 0.5164 0.11991 0.11014 0.0059 0.4576 1.0000
11.000 0.5395 0.12426 0.11460 0.0057 0.4491 1.0000
11.250 0.5314 0.12532 0.11568 0.0069 0.4376 1.0000
11.500 0.5310 0.12783 0.11822 0.0074 0.4288 1.0000
11.750 0.5609 0.13290 0.12344 0.0072 0.4183 1.0000
12.000 0.5400 0.13300 0.12352 0.0082 0.4088 1.0000
12.250 0.5532 0.13687 0.12746 0.0082 0.4012 1.0000
12.500 0.5607 0.13939 0.13007 0.0087 0.3890 1.0000
12.750 0.5527 0.14141 0.13209 0.0088 0.3823 1.0000
13.000 0.5771 0.14619 0.13701 0.0089 0.3724 1.0000
13.250 0.5603 0.14685 0.13763 0.0089 0.3640 1.0000
13.500 0.5836 0.15210 0.14303 0.0089 0.3560 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 335 AIRFOIL (e335-il)