EPPLER 542 AIRFOIL (e542-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 542 AIRFOIL (e542-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.95 at α=11.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e542-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e542-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 542 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.750 -0.3572 0.12960 0.12272 -0.0363 1.0000 0.2732
-11.500 -0.3809 0.12854 0.12181 -0.0368 1.0000 0.2847
-11.250 -0.3742 0.12537 0.11867 -0.0357 1.0000 0.3002
-11.000 -0.3630 0.12180 0.11514 -0.0346 1.0000 0.3160
-10.750 -0.3470 0.11782 0.11119 -0.0335 1.0000 0.3296
-10.500 -0.3411 0.11449 0.10792 -0.0328 1.0000 0.3411
-10.250 -0.3444 0.11157 0.10510 -0.0318 1.0000 0.3542
-10.000 -0.2989 0.10929 0.10376 -0.0297 1.0000 0.3508
-9.750 -0.4569 0.09152 0.08550 -0.0506 1.0000 0.1936
-9.500 -0.5182 0.08687 0.08101 -0.0506 1.0000 0.1839
-9.250 -0.5565 0.08516 0.07943 -0.0465 1.0000 0.1841
-9.000 -0.5944 0.08409 0.07849 -0.0409 1.0000 0.1838
-8.750 -0.6296 0.08312 0.07762 -0.0350 1.0000 0.1830
-8.500 -0.6656 0.08213 0.07668 -0.0291 1.0000 0.1826
-8.250 -0.7064 0.08118 0.07571 -0.0230 1.0000 0.1841
-8.000 -0.7482 0.08020 0.07463 -0.0170 1.0000 0.1857
-7.750 -0.7604 0.07390 0.06801 -0.0147 1.0000 0.1468
-7.500 -0.7805 0.07036 0.06411 -0.0103 1.0000 0.1319
-7.250 -0.7947 0.06708 0.06038 -0.0059 1.0000 0.1200
-7.000 -0.8111 0.06427 0.05677 -0.0004 1.0000 0.1088
-6.750 -0.8026 0.06042 0.05290 0.0015 1.0000 0.1049
-6.500 -0.8023 0.05714 0.04915 0.0049 1.0000 0.0995
-6.250 -0.7986 0.05476 0.04600 0.0087 1.0000 0.0944
-6.000 -0.7870 0.05183 0.04284 0.0108 1.0000 0.0928
-5.750 -0.7747 0.04928 0.03994 0.0130 1.0000 0.0919
-5.500 -0.7607 0.04714 0.03739 0.0151 1.0000 0.0925
-5.250 -0.7447 0.04524 0.03504 0.0171 1.0000 0.0941
-5.000 -0.1216 0.04815 0.03985 -0.0414 1.0000 1.0000
-4.750 -0.1247 0.04813 0.03970 -0.0390 1.0000 1.0000
-4.500 -0.1265 0.04813 0.03955 -0.0367 1.0000 1.0000
-4.250 -0.1271 0.04815 0.03942 -0.0345 1.0000 1.0000
-4.000 -0.1266 0.04819 0.03932 -0.0324 1.0000 1.0000
-3.750 -0.1252 0.04825 0.03924 -0.0303 1.0000 1.0000
-3.500 -0.1231 0.04833 0.03919 -0.0282 1.0000 1.0000
-3.250 -0.1203 0.04844 0.03915 -0.0262 1.0000 1.0000
-3.000 -0.0899 0.04821 0.03870 -0.0295 0.9936 1.0000
-2.750 -0.0637 0.04801 0.03831 -0.0318 0.9868 1.0000
-2.500 -0.0379 0.04803 0.03814 -0.0340 0.9809 1.0000
-2.250 -0.0178 0.04806 0.03802 -0.0350 0.9749 1.0000
-2.000 0.0067 0.04823 0.03804 -0.0368 0.9693 1.0000
-1.750 0.0208 0.04839 0.03809 -0.0365 0.9638 1.0000
-1.500 0.0426 0.04869 0.03826 -0.0377 0.9587 1.0000
-1.250 0.0563 0.04900 0.03847 -0.0373 0.9536 1.0000
-1.000 0.0690 0.04935 0.03874 -0.0367 0.9487 1.0000
-0.750 0.0901 0.04981 0.03911 -0.0376 0.9438 1.0000
-0.500 0.1006 0.05027 0.03950 -0.0365 0.9394 1.0000
-0.250 0.1083 0.05074 0.03992 -0.0350 0.9351 1.0000
0.000 0.1227 0.05130 0.04042 -0.0346 0.9307 1.0000
0.250 0.1441 0.05199 0.04105 -0.0355 0.9260 1.0000
0.500 0.1448 0.05253 0.04158 -0.0327 0.9228 1.0000
0.750 0.1510 0.05314 0.04215 -0.0309 0.9190 1.0000
1.000 0.1615 0.05383 0.04282 -0.0298 0.9154 1.0000
1.250 0.1849 0.05474 0.04369 -0.0311 0.9100 1.0000
1.500 0.1836 0.05539 0.04434 -0.0280 0.9076 1.0000
1.750 0.1855 0.05613 0.04508 -0.0256 0.9056 1.0000
2.000 0.1892 0.05691 0.04586 -0.0235 0.9035 1.0000
2.250 0.1919 0.05777 0.04673 -0.0213 0.9030 1.0000
2.500 0.1930 0.05869 0.04765 -0.0190 0.9041 1.0000
2.750 0.1944 0.05976 0.04873 -0.0168 0.9074 1.0000
6.000 0.4049 0.07332 0.06296 -0.0134 0.7446 1.0000
6.250 0.3840 0.07490 0.06459 -0.0093 0.7470 1.0000
6.500 0.4211 0.07478 0.06456 -0.0095 0.7082 1.0000
6.750 0.4334 0.07561 0.06549 -0.0080 0.6905 1.0000
7.000 0.4464 0.07641 0.06638 -0.0066 0.6726 1.0000
7.250 0.4597 0.07722 0.06728 -0.0052 0.6553 1.0000
7.500 0.4743 0.07794 0.06810 -0.0038 0.6375 1.0000
7.750 0.4860 0.07876 0.06902 -0.0021 0.6213 1.0000
8.000 0.4990 0.07945 0.06983 -0.0005 0.6044 1.0000
8.250 0.5082 0.08029 0.07077 0.0014 0.5888 1.0000
8.500 0.5183 0.08101 0.07159 0.0034 0.5727 1.0000
8.750 0.5268 0.08177 0.07245 0.0055 0.5572 1.0000
9.000 0.5345 0.08251 0.07330 0.0076 0.5418 1.0000
9.250 0.5420 0.08321 0.07410 0.0099 0.5265 1.0000
9.500 0.5485 0.08392 0.07492 0.0122 0.5117 1.0000
9.750 0.5554 0.08453 0.07563 0.0146 0.4966 1.0000
10.000 0.5622 0.08517 0.07638 0.0170 0.4822 1.0000
10.250 0.5699 0.08561 0.07693 0.0195 0.4673 1.0000
10.500 0.5790 0.08605 0.07749 0.0218 0.4530 1.0000
10.750 0.5871 0.08644 0.07799 0.0242 0.4377 1.0000
11.000 0.5971 0.08699 0.07866 0.0262 0.4225 1.0000
11.250 0.6066 0.08779 0.07959 0.0278 0.4068 1.0000
11.500 0.6168 0.08879 0.08072 0.0290 0.3909 1.0000
11.750 0.6254 0.09011 0.08216 0.0301 0.3745 1.0000
12.000 0.6351 0.09156 0.08374 0.0309 0.3584 1.0000
12.250 0.6444 0.09311 0.08543 0.0316 0.3418 1.0000
12.500 0.6541 0.09482 0.08727 0.0321 0.3259 1.0000
12.750 0.6637 0.09654 0.08912 0.0326 0.3097 1.0000
13.000 0.6713 0.09876 0.09146 0.0328 0.2946 1.0000
13.250 0.6789 0.10098 0.09380 0.0330 0.2794 1.0000
13.500 0.6871 0.10319 0.09612 0.0332 0.2646 1.0000
13.750 0.6971 0.10517 0.09823 0.0335 0.2502 1.0000
14.000 0.6576 0.11632 0.10923 0.0288 0.2482 1.0000
14.250 0.7212 0.10808 0.10138 0.0346 0.2210 1.0000
14.500 0.6821 0.12033 0.11349 0.0291 0.2210 1.0000
14.750 0.6568 0.12964 0.12270 0.0248 0.2201 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 542 AIRFOIL (e542-il)