EPPLER 546 AIRFOIL (e546-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 546 AIRFOIL (e546-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 8.91 at α=13.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e546-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e546-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 546 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 -0.3759 0.13176 0.12469 -0.0278 1.0000 0.2765
-11.500 -0.3874 0.12971 0.12274 -0.0282 1.0000 0.2887
-11.250 -0.3892 0.12736 0.12045 -0.0278 1.0000 0.3031
-11.000 -0.3627 0.12198 0.11506 -0.0272 1.0000 0.3105
-10.750 -0.3686 0.11922 0.11239 -0.0271 1.0000 0.3221
-10.500 -0.3582 0.11535 0.10854 -0.0269 1.0000 0.3282
-10.250 -0.3644 0.11235 0.10564 -0.0267 1.0000 0.3384
-10.000 -0.4958 0.08604 0.07960 -0.0552 1.0000 0.1367
-9.750 -0.5517 0.08093 0.07456 -0.0561 1.0000 0.1330
-9.500 -0.5695 0.07682 0.07045 -0.0547 1.0000 0.1243
-9.250 -0.6026 0.07428 0.06794 -0.0509 1.0000 0.1220
-9.000 -0.6406 0.07191 0.06553 -0.0461 1.0000 0.1194
-8.750 -0.6876 0.07063 0.06404 -0.0396 1.0000 0.1168
-8.500 -0.6846 0.06704 0.06043 -0.0371 1.0000 0.1109
-8.250 -0.7024 0.06445 0.05771 -0.0327 1.0000 0.1074
-8.000 -0.7391 0.06269 0.05534 -0.0261 1.0000 0.1020
-7.750 -0.7362 0.05964 0.05219 -0.0234 1.0000 0.0991
-7.500 -0.7381 0.05672 0.04911 -0.0203 1.0000 0.0970
-7.250 -0.7397 0.05404 0.04615 -0.0171 1.0000 0.0950
-7.000 -0.7389 0.05144 0.04321 -0.0141 1.0000 0.0937
-6.750 -0.7342 0.04900 0.04043 -0.0114 1.0000 0.0936
-6.500 -0.7260 0.04672 0.03779 -0.0091 1.0000 0.0941
-6.250 -0.7145 0.04449 0.03522 -0.0069 1.0000 0.0952
-6.000 -0.6996 0.04243 0.03282 -0.0050 1.0000 0.0960
-5.750 -0.6818 0.04048 0.03053 -0.0032 1.0000 0.0976
-5.500 -0.6637 0.03885 0.02854 -0.0014 1.0000 0.1019
-5.250 -0.6423 0.03722 0.02704 -0.0002 1.0000 0.1094
-5.000 -0.0204 0.04146 0.03257 -0.0480 1.0000 1.0000
-4.750 -0.0284 0.04175 0.03283 -0.0446 1.0000 1.0000
-4.500 -0.0372 0.04215 0.03320 -0.0412 1.0000 1.0000
-4.250 -0.0453 0.04257 0.03358 -0.0380 1.0000 1.0000
-4.000 -0.0520 0.04297 0.03393 -0.0350 1.0000 1.0000
-3.750 -0.0574 0.04335 0.03425 -0.0323 1.0000 1.0000
-3.500 -0.0615 0.04371 0.03455 -0.0297 1.0000 1.0000
-3.250 -0.0645 0.04405 0.03484 -0.0273 1.0000 1.0000
-3.000 -0.0665 0.04437 0.03510 -0.0250 1.0000 1.0000
-2.750 -0.0504 0.04437 0.03498 -0.0261 0.9959 1.0000
-2.500 -0.0036 0.04393 0.03434 -0.0329 0.9839 1.0000
-2.250 0.0369 0.04361 0.03385 -0.0381 0.9724 1.0000
-2.000 0.0724 0.04339 0.03348 -0.0423 0.9609 1.0000
-1.750 0.1035 0.04330 0.03328 -0.0455 0.9501 1.0000
-1.500 0.1380 0.04325 0.03312 -0.0491 0.9400 1.0000
-1.250 0.1683 0.04327 0.03305 -0.0519 0.9297 1.0000
-1.000 0.1887 0.04347 0.03319 -0.0528 0.9189 1.0000
-0.750 0.2229 0.04356 0.03320 -0.0560 0.9100 1.0000
-0.500 0.2377 0.04393 0.03353 -0.0558 0.8995 1.0000
-0.250 0.2554 0.04434 0.03390 -0.0560 0.8900 1.0000
0.000 0.2817 0.04463 0.03416 -0.0576 0.8812 1.0000
0.250 0.2860 0.04533 0.03485 -0.0555 0.8716 1.0000
0.500 0.3188 0.04559 0.03509 -0.0580 0.8637 1.0000
0.750 0.3114 0.04655 0.03605 -0.0540 0.8542 1.0000
1.000 0.3470 0.04685 0.03634 -0.0569 0.8468 1.0000
1.250 0.3311 0.04798 0.03749 -0.0516 0.8375 1.0000
1.500 0.3649 0.04840 0.03791 -0.0540 0.8304 1.0000
1.750 0.3451 0.04961 0.03915 -0.0483 0.8216 1.0000
2.000 0.3762 0.05012 0.03967 -0.0502 0.8144 1.0000
2.250 0.3553 0.05138 0.04095 -0.0444 0.8066 1.0000
2.500 0.3787 0.05203 0.04162 -0.0451 0.7989 1.0000
2.750 0.3645 0.05324 0.04285 -0.0405 0.7921 1.0000
3.000 0.3754 0.05406 0.04370 -0.0394 0.7843 1.0000
3.250 0.3739 0.05511 0.04477 -0.0366 0.7772 1.0000
3.500 0.3724 0.05610 0.04580 -0.0339 0.7700 1.0000
3.750 0.3834 0.05704 0.04679 -0.0328 0.7624 1.0000
4.000 0.3721 0.05812 0.04790 -0.0288 0.7557 1.0000
4.250 0.3905 0.05900 0.04882 -0.0286 0.7469 1.0000
4.500 0.3726 0.06013 0.04998 -0.0240 0.7411 1.0000
4.750 0.3951 0.06098 0.05087 -0.0241 0.7312 1.0000
5.000 0.3731 0.06209 0.05201 -0.0192 0.7256 1.0000
5.250 0.3945 0.06294 0.05294 -0.0190 0.7151 1.0000
5.500 0.3710 0.06402 0.05404 -0.0140 0.7102 1.0000
5.750 0.3892 0.06485 0.05493 -0.0134 0.6986 1.0000
6.000 0.3657 0.06586 0.05595 -0.0085 0.6944 1.0000
6.250 0.3814 0.06666 0.05681 -0.0075 0.6825 1.0000
6.500 0.3571 0.06758 0.05774 -0.0027 0.6787 1.0000
6.750 0.3704 0.06838 0.05859 -0.0014 0.6660 1.0000
7.000 0.3214 0.07084 0.06104 0.0027 0.6909 1.0000
7.250 0.3333 0.07283 0.06310 0.0020 0.6870 1.0000
7.500 0.3479 0.07537 0.06574 0.0006 0.6850 1.0000
7.750 0.4068 0.07319 0.06365 0.0016 0.6130 1.0000
8.000 0.4269 0.07456 0.06511 0.0011 0.5962 1.0000
8.250 0.4488 0.07593 0.06660 0.0006 0.5788 1.0000
8.500 0.4723 0.07727 0.06805 -0.0001 0.5614 1.0000
8.750 0.4997 0.07846 0.06937 -0.0008 0.5436 1.0000
9.000 0.5437 0.07875 0.06986 -0.0016 0.5243 1.0000
9.250 0.5594 0.08035 0.07157 -0.0018 0.5081 1.0000
9.500 0.5719 0.08211 0.07344 -0.0019 0.4913 1.0000
9.750 0.5863 0.08390 0.07536 -0.0021 0.4749 1.0000
10.000 0.5993 0.08574 0.07732 -0.0022 0.4581 1.0000
10.250 0.6135 0.08759 0.07929 -0.0024 0.4416 1.0000
10.500 0.6269 0.08949 0.08132 -0.0025 0.4249 1.0000
10.750 0.6409 0.09137 0.08332 -0.0026 0.4083 1.0000
11.000 0.6550 0.09321 0.08530 -0.0027 0.3917 1.0000
11.250 0.6691 0.09508 0.08730 -0.0027 0.3754 1.0000
11.500 0.6870 0.09640 0.08877 -0.0024 0.3583 1.0000
11.750 0.7473 0.09186 0.08458 0.0006 0.3369 1.0000
12.000 0.7531 0.09440 0.08723 0.0007 0.3212 1.0000
12.250 0.7595 0.09691 0.08983 0.0007 0.3055 1.0000
12.500 0.7671 0.09925 0.09228 0.0008 0.2901 1.0000
12.750 0.7232 0.11031 0.10320 -0.0038 0.2849 1.0000
13.000 0.7295 0.11336 0.10634 -0.0042 0.2713 1.0000
13.250 0.7387 0.11609 0.10917 -0.0043 0.2580 1.0000
13.500 0.8568 0.09617 0.08989 0.0081 0.2194 1.0000
13.750 0.8162 0.10899 0.10259 0.0026 0.2172 1.0000
14.000 0.7764 0.12208 0.11553 -0.0035 0.2171 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 546 AIRFOIL (e546-il)