EPPLER 547 AIRFOIL (e547-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 547 AIRFOIL (e547-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.26 at α=-0.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e547-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e547-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 547 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.3523 0.11899 0.11243 -0.0312 1.0000 0.3343
-10.500 -0.4390 0.09301 0.08663 -0.0563 1.0000 0.1430
-10.250 -0.5040 0.08534 0.07909 -0.0605 1.0000 0.1368
-10.000 -0.5185 0.08045 0.07422 -0.0602 1.0000 0.1275
-9.750 -0.5614 0.07726 0.07108 -0.0577 1.0000 0.1246
-9.500 -0.6104 0.07610 0.07000 -0.0519 1.0000 0.1230
-9.250 -0.6659 0.07597 0.06985 -0.0441 1.0000 0.1215
-9.000 -0.6797 0.07373 0.06758 -0.0401 1.0000 0.1171
-8.750 -0.6987 0.07159 0.06543 -0.0357 1.0000 0.1150
-8.500 -0.7218 0.06948 0.06322 -0.0311 1.0000 0.1130
-8.250 -0.7745 0.06862 0.06161 -0.0232 1.0000 0.1052
-8.000 -0.7724 0.06513 0.05812 -0.0210 1.0000 0.1040
-7.750 -0.7757 0.06220 0.05507 -0.0181 1.0000 0.1026
-7.500 -0.7785 0.05944 0.05211 -0.0152 1.0000 0.1008
-7.250 -0.7803 0.05669 0.04905 -0.0122 1.0000 0.0988
-7.000 -0.7793 0.05385 0.04580 -0.0094 1.0000 0.0966
-6.750 -0.7748 0.05116 0.04255 -0.0066 1.0000 0.0942
-6.500 -0.7664 0.04878 0.03960 -0.0040 1.0000 0.0928
-6.250 -0.7528 0.04650 0.03707 -0.0022 1.0000 0.0934
-6.000 -0.7378 0.04460 0.03508 -0.0008 1.0000 0.0963
-5.750 -0.7222 0.04295 0.03320 0.0008 1.0000 0.1003
-5.500 -0.7047 0.04147 0.03135 0.0025 1.0000 0.1040
-5.250 -0.6821 0.03968 0.02957 0.0036 1.0000 0.1097
-5.000 -0.6357 0.03848 0.02846 0.0016 0.9947 0.1264
-4.750 -0.5878 0.03741 0.02764 -0.0001 0.9875 0.1623
-4.500 -0.5702 0.03547 0.02642 0.0012 0.9806 0.2242
-4.250 -0.0765 0.04996 0.04142 -0.0369 0.9956 1.0000
-4.000 -0.0320 0.04890 0.04008 -0.0438 0.9841 1.0000
-3.750 0.0067 0.04807 0.03901 -0.0492 0.9729 1.0000
-3.500 0.0400 0.04746 0.03821 -0.0534 0.9622 1.0000
-3.250 0.0733 0.04698 0.03754 -0.0574 0.9521 1.0000
-3.000 0.1103 0.04652 0.03690 -0.0619 0.9429 1.0000
-2.750 0.1314 0.04640 0.03666 -0.0632 0.9323 1.0000
-2.500 0.1608 0.04623 0.03636 -0.0660 0.9233 1.0000
-2.250 0.1864 0.04617 0.03618 -0.0680 0.9140 1.0000
-2.000 0.2017 0.04641 0.03635 -0.0681 0.9047 1.0000
-1.750 0.2335 0.04634 0.03617 -0.0709 0.8969 1.0000
-1.500 0.2367 0.04695 0.03674 -0.0688 0.8873 1.0000
-1.250 0.2712 0.04694 0.03663 -0.0719 0.8805 1.0000
-1.000 0.2639 0.04786 0.03754 -0.0679 0.8711 1.0000
-0.750 0.2976 0.04797 0.03756 -0.0708 0.8647 1.0000
-0.500 0.2829 0.04912 0.03872 -0.0656 0.8561 1.0000
-0.250 0.3098 0.04945 0.03899 -0.0672 0.8497 1.0000
0.000 0.2963 0.05062 0.04017 -0.0624 0.8424 1.0000
0.250 0.3089 0.05129 0.04081 -0.0617 0.8360 1.0000
0.500 0.3126 0.05220 0.04171 -0.0596 0.8299 1.0000
0.750 0.3058 0.05324 0.04275 -0.0560 0.8238 1.0000
1.000 0.3279 0.05388 0.04336 -0.0567 0.8183 1.0000
1.250 0.3136 0.05510 0.04459 -0.0521 0.8132 1.0000
1.500 0.3076 0.05616 0.04567 -0.0487 0.8086 1.0000
1.750 0.3206 0.05702 0.04652 -0.0481 0.8037 1.0000
2.000 0.3197 0.05809 0.04759 -0.0455 0.7993 1.0000
2.250 0.3072 0.05925 0.04877 -0.0415 0.7965 1.0000
2.500 0.3004 0.06038 0.04992 -0.0383 0.7944 1.0000
2.750 0.2981 0.06144 0.05099 -0.0358 0.7919 1.0000
3.000 0.2897 0.06264 0.05221 -0.0326 0.7925 1.0000
3.250 0.2801 0.06387 0.05346 -0.0294 0.7951 1.0000
3.500 0.2767 0.06537 0.05499 -0.0274 0.8028 1.0000
3.750 0.1021 0.06494 0.05462 -0.0020 0.9350 1.0000
4.000 0.1196 0.06617 0.05585 -0.0029 0.9223 1.0000
4.250 0.1394 0.06772 0.05741 -0.0042 0.9099 1.0000
4.500 0.1596 0.06923 0.05894 -0.0053 0.8954 1.0000
4.750 0.1697 0.06988 0.05961 -0.0046 0.8812 1.0000
5.000 0.1768 0.07050 0.06025 -0.0034 0.8673 1.0000
5.250 0.1832 0.07123 0.06100 -0.0021 0.8540 1.0000
5.500 0.1901 0.07212 0.06190 -0.0009 0.8417 1.0000
5.750 0.2015 0.07342 0.06324 -0.0004 0.8304 1.0000
6.000 0.2206 0.07528 0.06512 -0.0010 0.8172 1.0000
6.250 0.2185 0.07529 0.06515 0.0018 0.8032 1.0000
6.500 0.2165 0.07554 0.06542 0.0045 0.7902 1.0000
6.750 0.2184 0.07621 0.06611 0.0064 0.7777 1.0000
7.000 0.2292 0.07763 0.06754 0.0069 0.7669 1.0000
7.250 0.2523 0.07994 0.06991 0.0054 0.7540 1.0000
7.500 0.2672 0.08143 0.07144 0.0050 0.7397 1.0000
7.750 0.2777 0.08271 0.07277 0.0049 0.7254 1.0000
8.000 0.2883 0.08424 0.07434 0.0047 0.7119 1.0000
8.250 0.3025 0.08615 0.07633 0.0039 0.6982 1.0000
8.500 0.3179 0.08830 0.07854 0.0028 0.6852 1.0000
8.750 0.3361 0.09071 0.08102 0.0014 0.6721 1.0000
9.000 0.3566 0.09332 0.08371 -0.0002 0.6586 1.0000
9.250 0.3778 0.09602 0.08651 -0.0019 0.6443 1.0000
9.500 0.3995 0.09881 0.08939 -0.0035 0.6297 1.0000
9.750 0.4206 0.10160 0.09227 -0.0050 0.6148 1.0000
10.000 0.4375 0.10414 0.09492 -0.0061 0.5995 1.0000
10.250 0.4436 0.10597 0.09683 -0.0064 0.5853 1.0000
10.500 0.4563 0.10844 0.09938 -0.0072 0.5702 1.0000
10.750 0.4614 0.11070 0.10171 -0.0077 0.5569 1.0000
11.000 0.4702 0.11334 0.10443 -0.0085 0.5436 1.0000
11.250 0.4818 0.11610 0.10728 -0.0094 0.5297 1.0000
11.500 0.4941 0.11917 0.11046 -0.0105 0.5177 1.0000
11.750 0.5954 0.11199 0.10353 -0.0058 0.4140 1.0000
12.000 0.6093 0.11418 0.10583 -0.0062 0.3991 1.0000
12.250 0.6222 0.11639 0.10815 -0.0066 0.3841 1.0000
12.500 0.6366 0.11860 0.11047 -0.0069 0.3695 1.0000
12.750 0.6511 0.12077 0.11275 -0.0072 0.3551 1.0000
13.000 0.6340 0.12588 0.11788 -0.0090 0.3487 1.0000
13.250 0.6842 0.12466 0.11691 -0.0074 0.3266 1.0000
13.500 0.6571 0.13143 0.12365 -0.0103 0.3233 1.0000
13.750 0.6115 0.14288 0.13503 -0.0166 0.3617 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 547 AIRFOIL (e547-il)