EPPLER 502 AIRFOIL (e502-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 502 AIRFOIL (e502-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 24.56 at α=10° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e502-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e502-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 502 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.3794 0.11542 0.10907 -0.0303 1.0000 0.3385
-10.500 -0.3770 0.11211 0.10583 -0.0297 1.0000 0.3552
-10.250 -0.3758 0.10910 0.10290 -0.0292 1.0000 0.3693
-10.000 -0.4519 0.09299 0.08712 -0.0488 1.0000 0.2011
-9.750 -0.5090 0.08563 0.08000 -0.0536 1.0000 0.1718
-9.500 -0.5622 0.08486 0.07940 -0.0490 1.0000 0.1700
-9.250 -0.6062 0.08453 0.07916 -0.0433 1.0000 0.1697
-9.000 -0.6486 0.08402 0.07871 -0.0373 1.0000 0.1695
-8.750 -0.6900 0.08335 0.07805 -0.0314 1.0000 0.1690
-8.500 -0.7140 0.07922 0.07377 -0.0282 1.0000 0.1476
-8.250 -0.7491 0.07658 0.07097 -0.0232 1.0000 0.1423
-8.000 -0.7670 0.07304 0.06721 -0.0194 1.0000 0.1312
-7.750 -0.7910 0.06969 0.06344 -0.0146 1.0000 0.1216
-7.500 -0.8011 0.06587 0.05934 -0.0109 1.0000 0.1151
-7.250 -0.8107 0.06251 0.05545 -0.0066 1.0000 0.1082
-7.000 -0.8110 0.05920 0.05185 -0.0034 1.0000 0.1065
-6.750 -0.8096 0.05613 0.04842 -0.0002 1.0000 0.1052
-6.500 -0.8059 0.05314 0.04500 0.0029 1.0000 0.1052
-6.250 -0.7987 0.05030 0.04170 0.0058 1.0000 0.1057
-6.000 -0.7870 0.04736 0.03829 0.0084 1.0000 0.1053
-5.750 -0.7721 0.04475 0.03519 0.0108 1.0000 0.1068
-5.500 -0.7567 0.04248 0.03239 0.0130 1.0000 0.1120
-5.250 -0.7351 0.04019 0.03002 0.0141 1.0000 0.1188
-5.000 -0.7132 0.03826 0.02782 0.0154 1.0000 0.1281
-4.750 -0.6853 0.03650 0.02590 0.0161 1.0000 0.1407
-4.500 -0.1467 0.04495 0.03621 -0.0374 1.0000 1.0000
-4.250 -0.1454 0.04464 0.03574 -0.0354 1.0000 1.0000
-4.000 -0.1432 0.04438 0.03532 -0.0334 1.0000 1.0000
-3.750 -0.1402 0.04417 0.03495 -0.0315 1.0000 1.0000
-3.500 -0.1366 0.04399 0.03463 -0.0295 1.0000 1.0000
-3.250 -0.1325 0.04385 0.03434 -0.0275 1.0000 1.0000
-3.000 -0.1278 0.04374 0.03408 -0.0255 1.0000 1.0000
-2.750 -0.1228 0.04367 0.03387 -0.0236 1.0000 1.0000
-2.500 -0.1175 0.04362 0.03370 -0.0216 1.0000 1.0000
-2.250 -0.1119 0.04359 0.03355 -0.0197 1.0000 1.0000
-2.000 -0.1060 0.04359 0.03344 -0.0178 1.0000 1.0000
-1.750 -0.0999 0.04362 0.03336 -0.0158 1.0000 1.0000
-1.500 -0.0937 0.04366 0.03329 -0.0139 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0873 0.04373 0.03326 -0.0120 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0809 0.04381 0.03325 -0.0101 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0743 0.04392 0.03328 -0.0082 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0678 0.04404 0.03332 -0.0063 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0613 0.04417 0.03339 -0.0044 1.0000 1.0000
0.000 -0.0548 0.04432 0.03347 -0.0025 1.0000 1.0000
0.250 -0.0483 0.04449 0.03358 -0.0006 1.0000 1.0000
0.500 -0.0420 0.04467 0.03371 0.0014 1.0000 1.0000
0.750 -0.0358 0.04487 0.03386 0.0033 1.0000 1.0000
1.000 -0.0297 0.04507 0.03403 0.0052 1.0000 1.0000
1.250 -0.0237 0.04529 0.03421 0.0071 1.0000 1.0000
1.500 -0.0180 0.04552 0.03440 0.0091 1.0000 1.0000
1.750 -0.0126 0.04575 0.03462 0.0110 1.0000 1.0000
2.000 -0.0074 0.04600 0.03485 0.0130 1.0000 1.0000
2.250 -0.0025 0.04625 0.03509 0.0150 1.0000 1.0000
2.500 0.0020 0.04649 0.03533 0.0170 1.0000 1.0000
2.750 0.0061 0.04675 0.03558 0.0191 1.0000 1.0000
3.000 0.0099 0.04700 0.03583 0.0211 1.0000 1.0000
3.250 0.0131 0.04724 0.03608 0.0232 1.0000 1.0000
3.500 0.0158 0.04747 0.03633 0.0254 1.0000 1.0000
3.750 0.0181 0.04769 0.03656 0.0275 1.0000 1.0000
4.000 0.0197 0.04789 0.03678 0.0298 1.0000 1.0000
4.250 0.0210 0.04807 0.03698 0.0320 1.0000 1.0000
4.500 0.0221 0.04827 0.03721 0.0342 1.0000 1.0000
4.750 0.0236 0.04850 0.03746 0.0363 1.0000 1.0000
5.000 0.0428 0.04996 0.03895 0.0347 0.9941 1.0000
5.250 0.0828 0.05260 0.04169 0.0288 0.9737 1.0000
5.500 0.1183 0.05525 0.04444 0.0242 0.9528 1.0000
5.750 0.1509 0.05740 0.04667 0.0205 0.9280 1.0000
6.000 0.1735 0.05895 0.04830 0.0189 0.9037 1.0000
6.250 0.2028 0.06133 0.05076 0.0163 0.8818 1.0000
6.500 0.2330 0.06346 0.05302 0.0139 0.8554 1.0000
6.750 0.2509 0.06473 0.05437 0.0135 0.8295 1.0000
7.000 0.3708 0.06463 0.05462 0.0066 0.7087 1.0000
7.250 0.4113 0.06526 0.05541 0.0054 0.6830 1.0000
7.500 0.4161 0.06591 0.05613 0.0076 0.6619 1.0000
7.750 0.4552 0.06633 0.05676 0.0068 0.6396 1.0000
8.000 0.4676 0.06700 0.05755 0.0081 0.6181 1.0000
8.250 0.5041 0.06704 0.05780 0.0079 0.5967 1.0000
8.500 0.5251 0.06734 0.05826 0.0088 0.5747 1.0000
8.750 0.5553 0.06708 0.05825 0.0095 0.5527 1.0000
9.000 0.6026 0.06527 0.05677 0.0101 0.5299 1.0000
9.250 0.6218 0.06500 0.05669 0.0119 0.5057 1.0000
9.500 0.6682 0.06192 0.05397 0.0138 0.4802 1.0000
9.750 0.8903 0.03634 0.02937 0.0192 0.4008 1.0000
10.000 0.8970 0.03652 0.02905 0.0237 0.3348 1.0000
10.250 0.8980 0.03802 0.02998 0.0274 0.2806 1.0000
10.500 0.9018 0.03995 0.03144 0.0304 0.2340 1.0000
10.750 0.9128 0.04210 0.03326 0.0325 0.1943 1.0000
11.000 0.9355 0.04449 0.03526 0.0335 0.1586 1.0000
11.250 0.9647 0.04733 0.03793 0.0336 0.1322 1.0000
11.500 0.9835 0.05051 0.04131 0.0345 0.1172 1.0000
11.750 0.9984 0.05363 0.04450 0.0354 0.1049 1.0000
12.000 0.9948 0.05675 0.04806 0.0379 0.1011 1.0000
12.250 1.0182 0.06095 0.05229 0.0377 0.0926 1.0000
12.500 1.0008 0.06393 0.05566 0.0407 0.0915 1.0000
12.750 0.9826 0.06724 0.05930 0.0431 0.0905 1.0000
13.000 0.9645 0.07098 0.06332 0.0447 0.0901 1.0000
13.250 0.9439 0.07512 0.06771 0.0458 0.0901 1.0000
13.500 0.9208 0.07968 0.07250 0.0463 0.0902 1.0000
13.750 0.8963 0.08481 0.07777 0.0460 0.0907 1.0000
14.000 0.8710 0.09047 0.08359 0.0450 0.0913 1.0000
14.250 0.8498 0.09651 0.08974 0.0434 0.0922 1.0000
14.500 0.8313 0.10280 0.09611 0.0413 0.0929 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 502 AIRFOIL (e502-il)