EPPLER 540 AIRFOIL (e540-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 540 AIRFOIL (e540-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 24.3 at α=10.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e540-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e540-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 540 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.3781 0.11751 0.11116 -0.0358 1.0000 0.3374
-10.250 -0.3689 0.11416 0.10786 -0.0342 1.0000 0.3443
-10.000 -0.3869 0.11232 0.10617 -0.0320 1.0000 0.3526
-9.750 -0.4577 0.09724 0.09201 -0.0413 1.0000 0.1569
-9.500 -0.5070 0.09054 0.08539 -0.0432 1.0000 0.1528
-9.250 -0.5377 0.08533 0.08018 -0.0429 1.0000 0.1428
-9.000 -0.5815 0.08123 0.07608 -0.0409 1.0000 0.1405
-8.750 -0.6272 0.07837 0.07319 -0.0371 1.0000 0.1393
-8.500 -0.6723 0.07641 0.07120 -0.0318 1.0000 0.1385
-8.250 -0.7288 0.07465 0.06921 -0.0256 1.0000 0.1365
-8.000 -0.7312 0.06952 0.06398 -0.0237 1.0000 0.1252
-7.750 -0.8058 0.07181 0.06535 -0.0177 1.0000 0.1154
-7.500 -0.8212 0.06818 0.06116 -0.0134 1.0000 0.1054
-7.250 -0.8220 0.06471 0.05747 -0.0106 1.0000 0.1032
-7.000 -0.8237 0.06117 0.05348 -0.0074 1.0000 0.0981
-6.750 -0.8248 0.05867 0.05010 -0.0034 1.0000 0.0935
-6.500 -0.8146 0.05551 0.04668 -0.0014 1.0000 0.0928
-6.250 -0.8029 0.05247 0.04328 0.0008 1.0000 0.0921
-6.000 -0.7879 0.04963 0.04011 0.0027 1.0000 0.0912
-5.750 -0.7703 0.04705 0.03717 0.0044 1.0000 0.0904
-5.500 -0.7505 0.04476 0.03451 0.0061 1.0000 0.0908
-5.250 -0.7295 0.04292 0.03220 0.0079 1.0000 0.0934
-5.000 -0.1418 0.05159 0.04286 -0.0407 1.0000 1.0000
-4.750 -0.1407 0.05121 0.04233 -0.0387 1.0000 1.0000
-4.500 -0.1387 0.05089 0.04186 -0.0368 1.0000 1.0000
-4.250 -0.1361 0.05061 0.04140 -0.0348 1.0000 1.0000
-4.000 -0.1328 0.05037 0.04101 -0.0329 1.0000 1.0000
-3.750 -0.1290 0.05017 0.04067 -0.0310 1.0000 1.0000
-3.500 -0.1247 0.05000 0.04037 -0.0291 1.0000 1.0000
-3.250 -0.1200 0.04986 0.04010 -0.0272 1.0000 1.0000
-3.000 -0.1149 0.04976 0.03987 -0.0253 1.0000 1.0000
-2.750 -0.1095 0.04968 0.03968 -0.0234 1.0000 1.0000
-2.500 -0.1038 0.04963 0.03950 -0.0216 1.0000 1.0000
-2.250 -0.0978 0.04961 0.03937 -0.0197 1.0000 1.0000
-2.000 -0.0916 0.04961 0.03927 -0.0179 1.0000 1.0000
-1.750 -0.0852 0.04964 0.03921 -0.0160 1.0000 1.0000
-1.500 -0.0787 0.04969 0.03917 -0.0142 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0720 0.04977 0.03917 -0.0124 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0653 0.04988 0.03920 -0.0106 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0584 0.05000 0.03923 -0.0088 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0515 0.05015 0.03932 -0.0070 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0447 0.05032 0.03943 -0.0052 1.0000 1.0000
0.000 -0.0377 0.05051 0.03957 -0.0034 1.0000 1.0000
0.250 -0.0308 0.05072 0.03974 -0.0017 1.0000 1.0000
0.500 -0.0240 0.05096 0.03993 0.0001 1.0000 1.0000
0.750 -0.0171 0.05121 0.04015 0.0018 1.0000 1.0000
1.000 -0.0104 0.05149 0.04040 0.0036 1.0000 1.0000
1.250 -0.0038 0.05180 0.04069 0.0053 1.0000 1.0000
1.500 0.0028 0.05212 0.04099 0.0070 1.0000 1.0000
1.750 0.0091 0.05247 0.04132 0.0087 1.0000 1.0000
2.000 0.0154 0.05284 0.04169 0.0104 1.0000 1.0000
2.250 0.0214 0.05323 0.04208 0.0121 1.0000 1.0000
2.500 0.0273 0.05365 0.04250 0.0138 1.0000 1.0000
2.750 0.0330 0.05409 0.04295 0.0155 1.0000 1.0000
3.000 0.0384 0.05455 0.04343 0.0171 1.0000 1.0000
3.250 0.0436 0.05503 0.04393 0.0188 1.0000 1.0000
3.500 0.0486 0.05553 0.04445 0.0204 1.0000 1.0000
3.750 0.0533 0.05606 0.04501 0.0221 1.0000 1.0000
4.000 0.0578 0.05659 0.04557 0.0237 1.0000 1.0000
4.250 0.0619 0.05716 0.04617 0.0253 1.0000 1.0000
4.500 0.0657 0.05773 0.04679 0.0269 1.0000 1.0000
4.750 0.0847 0.05904 0.04818 0.0252 0.9948 1.0000
5.000 0.1235 0.06114 0.05040 0.0193 0.9768 1.0000
5.250 0.1632 0.06380 0.05315 0.0137 0.9570 1.0000
5.500 0.1870 0.06490 0.05436 0.0113 0.9345 1.0000
5.750 0.2184 0.06711 0.05670 0.0079 0.9139 1.0000
6.000 0.2412 0.06831 0.05800 0.0063 0.8888 1.0000
6.250 0.2594 0.06955 0.05934 0.0057 0.8657 1.0000
6.500 0.4113 0.06861 0.05871 -0.0076 0.7420 1.0000
6.750 0.4186 0.06912 0.05931 -0.0055 0.7227 1.0000
7.000 0.4494 0.06949 0.05986 -0.0060 0.7027 1.0000
7.250 0.4605 0.06993 0.06041 -0.0042 0.6838 1.0000
7.500 0.4697 0.07036 0.06096 -0.0022 0.6652 1.0000
7.750 0.4934 0.07048 0.06122 -0.0014 0.6470 1.0000
8.000 0.5166 0.07046 0.06140 -0.0004 0.6291 1.0000
8.250 0.5143 0.07097 0.06200 0.0029 0.6111 1.0000
8.500 0.5270 0.07100 0.06217 0.0051 0.5932 1.0000
8.750 0.5551 0.07031 0.06167 0.0063 0.5756 1.0000
9.000 0.5657 0.07015 0.06165 0.0089 0.5577 1.0000
9.250 0.5655 0.07047 0.06206 0.0122 0.5395 1.0000
9.500 0.5918 0.06935 0.06120 0.0140 0.5208 1.0000
9.750 0.6232 0.06770 0.05978 0.0158 0.5011 1.0000
10.000 0.6443 0.06677 0.05906 0.0178 0.4797 1.0000
10.250 0.7153 0.06024 0.05299 0.0199 0.4566 1.0000
10.500 0.9399 0.03868 0.03167 0.0197 0.3564 1.0000
10.750 0.9415 0.03929 0.03193 0.0239 0.3143 1.0000
11.000 0.9446 0.04044 0.03269 0.0271 0.2740 1.0000
11.250 0.9450 0.04218 0.03426 0.0299 0.2409 1.0000
11.500 0.9538 0.04402 0.03589 0.0317 0.2081 1.0000
11.750 0.9763 0.04624 0.03779 0.0321 0.1763 1.0000
12.000 0.9820 0.04864 0.04033 0.0336 0.1579 1.0000
12.250 1.0210 0.05183 0.04334 0.0324 0.1356 1.0000
12.500 1.0161 0.05443 0.04631 0.0345 0.1274 1.0000
12.750 1.0259 0.05791 0.05002 0.0351 0.1188 1.0000
13.000 1.0521 0.06194 0.05406 0.0344 0.1091 1.0000
13.250 1.0325 0.06523 0.05778 0.0369 0.1076 1.0000
13.500 1.0119 0.06901 0.06194 0.0386 0.1062 1.0000
13.750 0.9906 0.07324 0.06649 0.0397 0.1054 1.0000
14.000 0.9672 0.07799 0.07151 0.0400 0.1053 1.0000
14.250 0.9406 0.08338 0.07715 0.0396 0.1058 1.0000
14.500 0.9125 0.08944 0.08341 0.0384 0.1067 1.0000
14.750 0.8864 0.09614 0.09026 0.0363 0.1079 1.0000
15.000 0.8626 0.10331 0.09753 0.0335 0.1089 1.0000
15.250 0.7050 0.14029 0.13427 0.0097 0.1508 1.0000
15.500 0.7041 0.14681 0.14078 0.0068 0.1501 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 540 AIRFOIL (e540-il)