Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

EPPLER 545 AIRFOIL (e545-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 545 AIRFOIL (e545-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 6.75 at α=13.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e545-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-e545-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: EPPLER 545 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  -0.3601   0.09768   0.09160  -0.0568   1.0000   0.1288
 -10.750  -0.4258   0.08591   0.07993  -0.0635   1.0000   0.1184
 -10.500  -0.5165   0.08362   0.07718  -0.0656   1.0000   0.1138
 -10.250  -0.6002   0.07944   0.07294  -0.0643   1.0000   0.1064
 -10.000  -0.6143   0.07646   0.07001  -0.0616   1.0000   0.1051
  -9.750  -0.6384   0.07443   0.06804  -0.0576   1.0000   0.1036
  -9.500  -0.6692   0.07293   0.06657  -0.0524   1.0000   0.1023
  -9.250  -0.7005   0.07116   0.06474  -0.0472   1.0000   0.1006
  -9.000  -0.7370   0.06923   0.06263  -0.0417   1.0000   0.0984
  -8.750  -0.7688   0.06755   0.06057  -0.0364   1.0000   0.0950
  -8.500  -0.7754   0.06486   0.05778  -0.0334   1.0000   0.0940
  -8.250  -0.7827   0.06229   0.05504  -0.0303   1.0000   0.0930
  -8.000  -0.7898   0.05964   0.05212  -0.0271   1.0000   0.0926
  -7.750  -0.7927   0.05703   0.04921  -0.0243   1.0000   0.0922
  -7.500  -0.7920   0.05442   0.04627  -0.0217   1.0000   0.0920
  -7.250  -0.7875   0.05192   0.04341  -0.0194   1.0000   0.0920
  -7.000  -0.7790   0.04942   0.04053  -0.0173   1.0000   0.0922
  -6.750  -0.7666   0.04705   0.03781  -0.0154   1.0000   0.0924
  -6.500  -0.7516   0.04489   0.03528  -0.0135   1.0000   0.0935
  -6.250  -0.7358   0.04295   0.03302  -0.0118   1.0000   0.0968
  -6.000  -0.7177   0.04138   0.03152  -0.0104   1.0000   0.1027
  -5.750  -0.6963   0.03988   0.02987  -0.0087   1.0000   0.1094
  -5.500  -0.6737   0.03878   0.02886  -0.0068   1.0000   0.1215
  -5.250  -0.6528   0.03788   0.02822  -0.0044   1.0000   0.1389
  -5.000  -0.6417   0.03677   0.02730  -0.0012   1.0000   0.1648
  -4.750  -0.6406   0.03500   0.02603   0.0024   1.0000   0.2018
  -4.500  -0.6503   0.03137   0.02377   0.0057   1.0000   0.3021
  -4.250  -0.2624   0.05603   0.04806  -0.0013   1.0000   0.9172
  -4.000  -0.2046   0.05512   0.04679  -0.0090   1.0000   0.9546
  -3.750  -0.1558   0.05408   0.04545  -0.0161   0.9998   0.9757
  -3.500  -0.0747   0.05268   0.04367  -0.0300   0.9951   0.9980
  -3.250  -0.0371   0.05195   0.04273  -0.0354   0.9868   1.0000
  -3.000  -0.0056   0.05145   0.04207  -0.0395   0.9785   1.0000
  -2.750   0.0225   0.05104   0.04153  -0.0428   0.9701   1.0000
  -2.500   0.0438   0.05080   0.04116  -0.0446   0.9621   1.0000
  -2.250   0.0721   0.05064   0.04089  -0.0476   0.9549   1.0000
  -2.000   0.0856   0.05061   0.04079  -0.0477   0.9469   1.0000
  -1.750   0.1116   0.05061   0.04068  -0.0501   0.9402   1.0000
  -1.500   0.1208   0.05081   0.04082  -0.0494   0.9332   1.0000
  -1.250   0.1386   0.05097   0.04092  -0.0501   0.9263   1.0000
  -1.000   0.1574   0.05123   0.04112  -0.0510   0.9202   1.0000
  -0.750   0.1596   0.05162   0.04150  -0.0489   0.9139   1.0000
  -0.500   0.1780   0.05195   0.04177  -0.0497   0.9079   1.0000
  -0.250   0.1890   0.05242   0.04220  -0.0491   0.9023   1.0000
   0.000   0.1881   0.05294   0.04272  -0.0465   0.8969   1.0000
   0.250   0.2001   0.05343   0.04318  -0.0461   0.8915   1.0000
   0.500   0.2201   0.05399   0.04371  -0.0469   0.8861   1.0000
   0.750   0.2112   0.05462   0.04436  -0.0430   0.8820   1.0000
   1.000   0.2118   0.05523   0.04497  -0.0408   0.8777   1.0000
   1.250   0.2222   0.05586   0.04560  -0.0401   0.8729   1.0000
   1.500   0.2401   0.05663   0.04636  -0.0406   0.8680   1.0000
   1.750   0.2301   0.05730   0.04705  -0.0367   0.8652   1.0000
   2.000   0.2255   0.05800   0.04776  -0.0337   0.8627   1.0000
   2.250   0.2227   0.05874   0.04853  -0.0312   0.8613   1.0000
   2.500   0.2206   0.05949   0.04930  -0.0287   0.8599   1.0000
   2.750   0.2158   0.06031   0.05015  -0.0260   0.8612   1.0000
   3.000   0.2118   0.06125   0.05111  -0.0236   0.8645   1.0000
   5.250   0.3181   0.06743   0.05756  -0.0164   0.7570   1.0000
   5.500   0.3199   0.06730   0.05745  -0.0134   0.7356   1.0000
   5.750   0.3307   0.06745   0.05766  -0.0116   0.7162   1.0000
   6.000   0.3464   0.06779   0.05805  -0.0104   0.6998   1.0000
   6.250   0.3295   0.06818   0.05846  -0.0061   0.6906   1.0000
   6.500   0.3312   0.06851   0.05883  -0.0036   0.6764   1.0000
   6.750   0.3423   0.06891   0.05926  -0.0021   0.6614   1.0000
   7.000   0.3633   0.06954   0.05995  -0.0019   0.6453   1.0000
   7.250   0.3889   0.07044   0.06093  -0.0028   0.6305   1.0000
   7.500   0.3854   0.07205   0.06258  -0.0021   0.6173   1.0000
   7.750   0.4009   0.07374   0.06435  -0.0030   0.6038   1.0000
   8.000   0.4282   0.07533   0.06604  -0.0047   0.5901   1.0000
   8.250   0.4698   0.07653   0.06737  -0.0071   0.5762   1.0000
   8.500   0.4564   0.07939   0.07026  -0.0071   0.5648   1.0000
   8.750   0.4790   0.08161   0.07257  -0.0089   0.5548   1.0000
   9.000   0.4760   0.08506   0.07610  -0.0102   0.5511   1.0000
   9.250   0.4452   0.09151   0.08259  -0.0128   0.5826   1.0000
   9.500   0.4605   0.09462   0.08580  -0.0149   0.5796   1.0000
   9.750   0.5642   0.08913   0.08053  -0.0140   0.5045   1.0000
  10.000   0.5915   0.09000   0.08153  -0.0146   0.4875   1.0000
  10.250   0.5769   0.09395   0.08551  -0.0154   0.4785   1.0000
  10.500   0.5959   0.09589   0.08757  -0.0162   0.4651   1.0000
  10.750   0.6199   0.09736   0.08920  -0.0168   0.4502   1.0000
  11.000   0.6419   0.09873   0.09071  -0.0172   0.4339   1.0000
  11.250   0.6617   0.10020   0.09232  -0.0174   0.4173   1.0000
  11.500   0.6761   0.10194   0.09420  -0.0175   0.3996   1.0000
  11.750   0.6899   0.10381   0.09618  -0.0176   0.3819   1.0000
  12.000   0.7032   0.10571   0.09821  -0.0176   0.3642   1.0000
  12.250   0.7164   0.10771   0.10033  -0.0176   0.3473   1.0000
  12.500   0.7296   0.10971   0.10246  -0.0176   0.3310   1.0000
  12.750   0.7432   0.11166   0.10453  -0.0175   0.3152   1.0000
  13.000   0.7580   0.11339   0.10638  -0.0173   0.2996   1.0000
  13.250   0.7744   0.11478   0.10791  -0.0168   0.2839   1.0000
  13.500   0.7464   0.12352   0.11659  -0.0204   0.2771   1.0000
  13.750   0.7966   0.11909   0.11244  -0.0167   0.2551   1.0000
<< Back to EPPLER 545 AIRFOIL (e545-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 545 AIRFOIL (e545-il)