EPPLER 543 AIRFOIL (e543-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 543 AIRFOIL (e543-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 21.3 at α=12.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e543-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e543-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 543 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 -0.3491 0.12089 0.11424 -0.0353 1.0000 0.3232
-10.750 -0.3379 0.11721 0.11059 -0.0348 1.0000 0.3306
-10.500 -0.3441 0.11427 0.10775 -0.0342 1.0000 0.3405
-10.250 -0.4612 0.09213 0.08594 -0.0577 1.0000 0.1545
-10.000 -0.5087 0.08565 0.07956 -0.0594 1.0000 0.1388
-9.750 -0.5486 0.08263 0.07664 -0.0567 1.0000 0.1363
-9.500 -0.5873 0.08120 0.07530 -0.0519 1.0000 0.1361
-9.250 -0.6243 0.08053 0.07472 -0.0460 1.0000 0.1365
-9.000 -0.6611 0.08004 0.07429 -0.0397 1.0000 0.1370
-8.750 -0.6987 0.07874 0.07297 -0.0339 1.0000 0.1359
-8.500 -0.7370 0.07715 0.07127 -0.0282 1.0000 0.1338
-8.250 -0.7899 0.07681 0.07051 -0.0207 1.0000 0.1308
-8.000 -0.7846 0.07129 0.06492 -0.0191 1.0000 0.1186
-7.750 -0.7931 0.06838 0.06173 -0.0155 1.0000 0.1116
-7.500 -0.8018 0.06508 0.05816 -0.0120 1.0000 0.1065
-7.250 -0.8137 0.06234 0.05472 -0.0073 1.0000 0.0998
-7.000 -0.8088 0.05900 0.05121 -0.0050 1.0000 0.0972
-6.750 -0.8051 0.05604 0.04790 -0.0023 1.0000 0.0944
-6.500 -0.7991 0.05320 0.04463 0.0004 1.0000 0.0926
-6.250 -0.7896 0.05072 0.04177 0.0028 1.0000 0.0927
-6.000 -0.7775 0.04849 0.03920 0.0048 1.0000 0.0938
-5.750 -0.7626 0.04636 0.03670 0.0067 1.0000 0.0953
-5.500 -0.7448 0.04438 0.03437 0.0084 1.0000 0.0966
-5.250 -0.7240 0.04252 0.03214 0.0100 1.0000 0.0989
-5.000 -0.7015 0.04077 0.03029 0.0111 1.0000 0.1047
-4.750 -0.1190 0.05079 0.04225 -0.0381 1.0000 1.0000
-4.500 -0.1205 0.05072 0.04205 -0.0360 1.0000 1.0000
-4.250 -0.1208 0.05068 0.04189 -0.0339 1.0000 1.0000
-4.000 -0.1203 0.05065 0.04174 -0.0319 1.0000 1.0000
-3.750 -0.1190 0.05065 0.04162 -0.0300 1.0000 1.0000
-3.500 -0.1171 0.05067 0.04151 -0.0281 1.0000 1.0000
-3.250 -0.1014 0.05045 0.04112 -0.0287 0.9969 1.0000
-3.000 -0.0740 0.05014 0.04062 -0.0316 0.9904 1.0000
-2.750 -0.0490 0.05000 0.04031 -0.0338 0.9843 1.0000
-2.500 -0.0276 0.04991 0.04006 -0.0353 0.9784 1.0000
-2.250 -0.0059 0.04993 0.03994 -0.0368 0.9727 1.0000
-2.000 0.0122 0.05004 0.03993 -0.0375 0.9675 1.0000
-1.750 0.0271 0.05018 0.03997 -0.0376 0.9623 1.0000
-1.500 0.0512 0.05046 0.04012 -0.0393 0.9572 1.0000
-1.250 0.0583 0.05070 0.04030 -0.0378 0.9526 1.0000
-1.000 0.0710 0.05102 0.04054 -0.0374 0.9479 1.0000
-0.750 0.0911 0.05145 0.04089 -0.0382 0.9433 1.0000
-0.500 0.0990 0.05187 0.04127 -0.0369 0.9394 1.0000
-0.250 0.1049 0.05230 0.04165 -0.0351 0.9357 1.0000
0.000 0.1155 0.05280 0.04210 -0.0342 0.9319 1.0000
0.250 0.1336 0.05343 0.04268 -0.0347 0.9278 1.0000
0.500 0.1401 0.05400 0.04321 -0.0330 0.9243 1.0000
0.750 0.1421 0.05455 0.04375 -0.0307 0.9219 1.0000
1.000 0.1465 0.05516 0.04434 -0.0287 0.9194 1.0000
1.250 0.1517 0.05582 0.04500 -0.0270 0.9174 1.0000
1.500 0.1578 0.05654 0.04570 -0.0254 0.9156 1.0000
1.750 0.1615 0.05728 0.04644 -0.0235 0.9149 1.0000
2.000 0.1549 0.05801 0.04718 -0.0199 0.9189 1.0000
2.250 0.1541 0.05895 0.04812 -0.0174 0.9240 1.0000
2.500 0.0081 0.05731 0.04646 0.0129 1.0000 1.0000
2.750 0.0134 0.05781 0.04696 0.0145 1.0000 1.0000
3.000 0.0186 0.05834 0.04748 0.0160 1.0000 1.0000
3.250 0.0236 0.05888 0.04803 0.0176 1.0000 1.0000
3.500 0.0284 0.05944 0.04860 0.0191 1.0000 1.0000
3.750 0.0330 0.06001 0.04917 0.0207 1.0000 1.0000
4.000 0.0704 0.06183 0.05104 0.0151 0.9866 1.0000
4.250 0.1075 0.06409 0.05336 0.0099 0.9707 1.0000
4.500 0.1320 0.06542 0.05474 0.0074 0.9546 1.0000
4.750 0.1552 0.06671 0.05609 0.0053 0.9361 1.0000
5.000 0.1774 0.06815 0.05759 0.0036 0.9180 1.0000
5.250 0.1975 0.06958 0.05907 0.0023 0.9005 1.0000
5.500 0.2156 0.07099 0.06053 0.0015 0.8835 1.0000
5.750 0.2328 0.07239 0.06202 0.0010 0.8663 1.0000
6.000 0.2477 0.07374 0.06343 0.0009 0.8497 1.0000
6.250 0.2623 0.07510 0.06484 0.0009 0.8328 1.0000
6.500 0.2755 0.07643 0.06624 0.0012 0.8162 1.0000
6.750 0.2888 0.07781 0.06771 0.0016 0.7992 1.0000
7.000 0.2997 0.07909 0.06905 0.0024 0.7827 1.0000
7.250 0.3134 0.08051 0.07055 0.0029 0.7656 1.0000
7.500 0.3696 0.08046 0.07064 0.0012 0.7009 1.0000
7.750 0.4211 0.07862 0.06890 0.0018 0.6408 1.0000
8.000 0.4633 0.07871 0.06914 0.0013 0.6189 1.0000
8.250 0.4527 0.07954 0.07002 0.0049 0.6055 1.0000
8.500 0.4557 0.08015 0.07069 0.0075 0.5903 1.0000
8.750 0.4561 0.08084 0.07145 0.0102 0.5757 1.0000
9.000 0.4596 0.08149 0.07217 0.0126 0.5608 1.0000
9.250 0.4673 0.08218 0.07293 0.0145 0.5453 1.0000
9.500 0.4785 0.08306 0.07392 0.0157 0.5297 1.0000
9.750 0.4971 0.08376 0.07475 0.0163 0.5129 1.0000
10.000 0.5168 0.08460 0.07572 0.0166 0.4964 1.0000
10.250 0.5452 0.08488 0.07618 0.0168 0.4793 1.0000
10.500 0.5778 0.08478 0.07627 0.0170 0.4625 1.0000
10.750 0.5844 0.08657 0.07817 0.0173 0.4459 1.0000
11.000 0.5945 0.08827 0.08000 0.0175 0.4295 1.0000
11.250 0.6048 0.08999 0.08185 0.0176 0.4126 1.0000
11.500 0.6173 0.09170 0.08369 0.0176 0.3963 1.0000
11.750 0.6302 0.09334 0.08547 0.0176 0.3793 1.0000
12.000 1.0066 0.04734 0.04044 0.0290 0.3041 1.0000
12.250 1.0236 0.04805 0.04097 0.0305 0.2719 1.0000
12.500 0.7468 0.08674 0.07966 0.0225 0.3217 1.0000
12.750 0.7485 0.08968 0.08270 0.0224 0.3052 1.0000
13.000 0.7541 0.09211 0.08524 0.0225 0.2890 1.0000
13.250 0.6957 0.10592 0.09885 0.0172 0.2838 1.0000
13.500 0.6985 0.10946 0.10248 0.0165 0.2705 1.0000
13.750 0.7069 0.11224 0.10536 0.0161 0.2572 1.0000
14.000 0.7177 0.11448 0.10772 0.0161 0.2431 1.0000
14.250 0.6861 0.12468 0.11782 0.0115 0.2409 1.0000
14.500 0.6986 0.12709 0.12033 0.0113 0.2282 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 543 AIRFOIL (e543-il)