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

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
<< Back to EPPLER 546 AIRFOIL (e546-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 546 AIRFOIL (e546-il)