EPPLER 49 AIRFOIL (e49-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 49 AIRFOIL (e49-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 37.5 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e49-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e49-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 49 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.4056 0.13285 0.12668 -0.0153 1.0000 0.0966
-8.250 -0.4173 0.13262 0.12654 -0.0146 1.0000 0.0975
-8.000 -0.4308 0.13256 0.12659 -0.0139 1.0000 0.0979
-7.750 -0.4079 0.12466 0.11860 -0.0121 1.0000 0.1041
-7.500 -0.4132 0.12283 0.11683 -0.0107 1.0000 0.1077
-7.250 -0.4219 0.12191 0.11601 -0.0107 1.0000 0.1106
-7.000 -0.4275 0.12166 0.11585 -0.0147 1.0000 0.1121
-6.750 -0.4193 0.11566 0.10987 -0.0097 1.0000 0.1167
-6.500 -0.4172 0.11306 0.10731 -0.0096 1.0000 0.1216
-6.250 -0.4145 0.11188 0.10619 -0.0152 1.0000 0.1258
-6.000 -0.4104 0.10777 0.10214 -0.0138 1.0000 0.1286
-5.750 -0.4052 0.10448 0.09888 -0.0122 1.0000 0.1350
-5.500 -0.3895 0.10232 0.09673 -0.0215 1.0000 0.1412
-5.250 -0.3891 0.09828 0.09274 -0.0156 1.0000 0.1465
-5.000 -0.3693 0.09541 0.08986 -0.0235 1.0000 0.1559
-4.750 -0.3654 0.09200 0.08649 -0.0200 1.0000 0.1636
-4.500 -0.3497 0.08866 0.08315 -0.0234 1.0000 0.1733
-4.250 -0.3316 0.08535 0.07984 -0.0268 1.0000 0.1866
-4.000 -0.3133 0.08220 0.07667 -0.0296 1.0000 0.2007
-3.750 -0.2827 0.07943 0.07375 -0.0365 1.0000 0.2252
-3.500 -0.2684 0.07604 0.07040 -0.0368 1.0000 0.2414
-3.250 -0.2580 0.07314 0.06754 -0.0351 1.0000 0.2612
-3.000 -0.2356 0.07037 0.06475 -0.0378 1.0000 0.2984
-2.750 -0.2209 0.06796 0.06235 -0.0373 1.0000 0.3367
-2.500 -0.2129 0.06520 0.05966 -0.0342 1.0000 0.3732
-1.250 0.0672 0.05107 0.04418 -0.0853 1.0000 0.3410
-0.750 0.2283 0.04552 0.03599 -0.1087 1.0000 0.1376
-0.500 0.2622 0.04476 0.03476 -0.1103 1.0000 0.1322
-0.250 0.2942 0.04453 0.03389 -0.1111 1.0000 0.1264
0.000 0.3234 0.04438 0.03345 -0.1117 1.0000 0.1257
0.250 0.3497 0.04446 0.03323 -0.1116 1.0000 0.1275
0.500 0.3757 0.04472 0.03334 -0.1117 1.0000 0.1331
0.750 0.4023 0.04519 0.03368 -0.1120 1.0000 0.1471
1.000 0.4311 0.04575 0.03440 -0.1130 1.0000 0.1902
1.250 0.4561 0.04474 0.03496 -0.1128 1.0000 1.0000
1.500 0.4746 0.04591 0.03564 -0.1121 1.0000 1.0000
1.750 0.4922 0.04715 0.03662 -0.1117 1.0000 1.0000
2.000 0.5092 0.04845 0.03772 -0.1114 1.0000 1.0000
2.250 0.5257 0.04981 0.03893 -0.1112 1.0000 1.0000
2.500 0.5417 0.05125 0.04026 -0.1110 1.0000 1.0000
2.750 0.5572 0.05276 0.04170 -0.1108 1.0000 1.0000
3.000 0.5722 0.05435 0.04325 -0.1107 1.0000 1.0000
3.250 0.5866 0.05604 0.04491 -0.1106 1.0000 1.0000
3.500 0.6122 0.05837 0.04724 -0.1129 0.9928 1.0000
3.750 0.6973 0.06105 0.04993 -0.1247 0.9359 1.0000
4.000 0.7455 0.06179 0.05071 -0.1292 0.9066 1.0000
4.250 0.7841 0.06238 0.05138 -0.1320 0.8831 1.0000
4.500 0.8217 0.06287 0.05204 -0.1345 0.8614 1.0000
4.750 0.8661 0.06313 0.05244 -0.1377 0.8417 1.0000
5.000 0.8988 0.06329 0.05277 -0.1391 0.8194 1.0000
5.250 0.9524 0.06273 0.05252 -0.1428 0.8009 1.0000
5.500 0.9864 0.06232 0.05234 -0.1436 0.7771 1.0000
5.750 1.0276 0.06134 0.05165 -0.1448 0.7542 1.0000
6.000 1.0853 0.05889 0.04959 -0.1471 0.7338 1.0000
6.250 1.1264 0.05714 0.04831 -0.1472 0.7091 1.0000
6.500 1.1845 0.05353 0.04523 -0.1482 0.6873 1.0000
6.750 1.2604 0.04753 0.03993 -0.1498 0.6651 1.0000
7.000 1.3564 0.03901 0.03232 -0.1518 0.6174 1.0000
7.250 1.3672 0.03646 0.02954 -0.1437 0.5325 1.0000
7.500 1.3538 0.03732 0.02967 -0.1352 0.4364 1.0000
7.750 1.3417 0.03946 0.03127 -0.1286 0.3507 1.0000
8.000 1.3221 0.04281 0.03389 -0.1220 0.2430 1.0000
8.250 1.3016 0.04765 0.03752 -0.1165 0.1342 1.0000
8.500 1.2998 0.05142 0.04081 -0.1129 0.0973 1.0000
8.750 1.3099 0.05433 0.04354 -0.1104 0.0825 1.0000
9.000 1.3578 0.05646 0.04571 -0.1112 0.0698 1.0000
9.250 1.4605 0.06121 0.05057 -0.1197 0.0583 1.0000
9.500 1.5087 0.06688 0.05694 -0.1220 0.0579 1.0000
9.750 1.5333 0.07275 0.06335 -0.1217 0.0582 1.0000
10.000 1.5347 0.07669 0.06782 -0.1181 0.0589 1.0000
10.250 1.5208 0.07969 0.07136 -0.1126 0.0597 1.0000
10.500 1.4981 0.08317 0.07538 -0.1068 0.0607 1.0000
10.750 1.4737 0.08726 0.07995 -0.1019 0.0616 1.0000
11.000 1.4491 0.09176 0.08486 -0.0979 0.0625 1.0000
11.250 1.4243 0.09660 0.09005 -0.0948 0.0633 1.0000
11.500 1.3990 0.10175 0.09551 -0.0928 0.0640 1.0000
11.750 1.3732 0.10726 0.10129 -0.0919 0.0647 1.0000
12.000 1.3475 0.11322 0.10748 -0.0921 0.0654 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 49 AIRFOIL (e49-il)