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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 545 AIRFOIL (e545-il)