EPPLER 548 AIRFOIL (e548-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 548 AIRFOIL (e548-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 13.14 at α=-1.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e548-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e548-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 548 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 -0.3387 0.11767 0.11116 -0.0213 1.0000 0.3256
-10.500 -0.4565 0.09300 0.08672 -0.0484 1.0000 0.1457
-10.250 -0.4935 0.08456 0.07831 -0.0530 1.0000 0.1313
-10.000 -0.5548 0.07978 0.07353 -0.0538 1.0000 0.1291
-9.750 -0.5532 0.07485 0.06859 -0.0534 1.0000 0.1204
-9.500 -0.5903 0.07182 0.06555 -0.0502 1.0000 0.1177
-9.250 -0.6368 0.06957 0.06318 -0.0451 1.0000 0.1149
-9.000 -0.6506 0.06676 0.06027 -0.0416 1.0000 0.1104
-8.750 -0.6626 0.06417 0.05769 -0.0380 1.0000 0.1081
-8.500 -0.6862 0.06301 0.05654 -0.0326 1.0000 0.1067
-8.250 -0.7134 0.06238 0.05589 -0.0268 1.0000 0.1057
-8.000 -0.7378 0.06119 0.05456 -0.0218 1.0000 0.1040
-7.750 -0.7633 0.05950 0.05241 -0.0166 1.0000 0.1005
-7.500 -0.7745 0.05796 0.05042 -0.0127 1.0000 0.0980
-7.250 -0.7478 0.05389 0.04605 -0.0148 0.9924 0.0962
-7.000 -0.7124 0.04990 0.04151 -0.0179 0.9809 0.0955
-6.750 -0.6759 0.04679 0.03771 -0.0205 0.9695 0.0978
-6.500 -0.6357 0.04349 0.03417 -0.0231 0.9588 0.1020
-6.250 -0.5910 0.04111 0.03155 -0.0258 0.9483 0.1084
-6.000 -0.5242 0.03858 0.02886 -0.0308 0.9413 0.1257
-5.750 -0.4522 0.03646 0.02719 -0.0348 0.9343 0.1718
-5.500 0.0388 0.04510 0.03722 -0.0620 0.9667 1.0000
-5.250 0.0868 0.04297 0.03476 -0.0702 0.9519 1.0000
-5.000 0.1389 0.04088 0.03234 -0.0786 0.9406 1.0000
-4.750 0.1865 0.03918 0.03035 -0.0857 0.9281 1.0000
-4.500 0.2287 0.03784 0.02876 -0.0914 0.9150 1.0000
-4.250 0.2668 0.03679 0.02747 -0.0960 0.9023 1.0000
-4.000 0.3018 0.03595 0.02642 -0.0997 0.8904 1.0000
-3.750 0.3298 0.03548 0.02576 -0.1019 0.8784 1.0000
-3.500 0.3498 0.03540 0.02556 -0.1026 0.8666 1.0000
-3.250 0.3725 0.03525 0.02528 -0.1035 0.8563 1.0000
-3.000 0.3916 0.03530 0.02523 -0.1037 0.8462 1.0000
-2.750 0.4089 0.03554 0.02538 -0.1037 0.8369 1.0000
-2.500 0.4290 0.03568 0.02544 -0.1041 0.8290 1.0000
-2.250 0.4431 0.03616 0.02587 -0.1036 0.8209 1.0000
-2.000 0.4597 0.03652 0.02617 -0.1032 0.8133 1.0000
-1.750 0.4739 0.03707 0.02667 -0.1025 0.8063 1.0000
-1.500 0.4832 0.03791 0.02750 -0.1013 0.7992 1.0000
-1.250 0.5027 0.03825 0.02778 -0.1012 0.7938 1.0000
-1.000 0.5033 0.03964 0.02920 -0.0989 0.7867 1.0000
-0.750 0.5124 0.04058 0.03012 -0.0975 0.7806 1.0000
-0.500 0.5324 0.04102 0.03052 -0.0973 0.7762 1.0000
-0.250 0.5135 0.04345 0.03302 -0.0926 0.7699 1.0000
0.000 0.5121 0.04494 0.03452 -0.0899 0.7645 1.0000
0.250 0.5300 0.04559 0.03516 -0.0895 0.7602 1.0000
0.500 0.4982 0.04845 0.03806 -0.0830 0.7560 1.0000
0.750 0.4520 0.05143 0.04109 -0.0743 0.7527 1.0000
1.000 0.4138 0.05380 0.04349 -0.0665 0.7506 1.0000
1.250 0.3896 0.05574 0.04545 -0.0610 0.7498 1.0000
1.500 0.3705 0.05749 0.04720 -0.0563 0.7495 1.0000
1.750 0.3521 0.05917 0.04889 -0.0518 0.7504 1.0000
2.000 0.3360 0.06083 0.05057 -0.0479 0.7534 1.0000
2.250 0.3293 0.06235 0.05210 -0.0452 0.7564 1.0000
2.500 0.3324 0.06387 0.05363 -0.0439 0.7595 1.0000
2.750 0.0258 0.06336 0.05333 -0.0006 0.9728 1.0000
3.000 0.0571 0.06514 0.05509 -0.0044 0.9571 1.0000
3.250 0.0840 0.06680 0.05672 -0.0072 0.9414 1.0000
3.500 0.1058 0.06810 0.05799 -0.0088 0.9255 1.0000
3.750 0.1269 0.06948 0.05936 -0.0101 0.9094 1.0000
4.000 0.1442 0.07058 0.06046 -0.0106 0.8934 1.0000
4.500 0.1677 0.07216 0.06205 -0.0096 0.8621 1.0000
4.750 0.1761 0.07292 0.06281 -0.0084 0.8471 1.0000
5.000 0.1838 0.07377 0.06366 -0.0072 0.8327 1.0000
5.250 0.1916 0.07476 0.06465 -0.0060 0.8200 1.0000
5.500 0.2107 0.07675 0.06664 -0.0065 0.8087 1.0000
5.750 0.2187 0.07754 0.06746 -0.0052 0.7940 1.0000
6.000 0.2163 0.07766 0.06759 -0.0023 0.7797 1.0000
6.250 0.2155 0.07813 0.06806 0.0003 0.7667 1.0000
6.500 0.2231 0.07939 0.06933 0.0016 0.7562 1.0000
6.750 0.2375 0.08091 0.07086 0.0021 0.7435 1.0000
7.000 0.2343 0.08100 0.07095 0.0046 0.7297 1.0000
7.250 0.2408 0.08214 0.07210 0.0054 0.7172 1.0000
7.500 0.2665 0.08502 0.07503 0.0035 0.7076 1.0000
7.750 0.2835 0.08674 0.07679 0.0028 0.6933 1.0000
8.000 0.2891 0.08777 0.07786 0.0031 0.6796 1.0000
8.250 0.3009 0.08966 0.07978 0.0025 0.6674 1.0000
8.500 0.3302 0.09311 0.08331 0.0000 0.6572 1.0000
8.750 0.3483 0.09519 0.08546 -0.0012 0.6430 1.0000
9.000 0.3526 0.09654 0.08685 -0.0011 0.6295 1.0000
9.250 0.3641 0.09876 0.08913 -0.0020 0.6174 1.0000
9.500 0.3948 0.10269 0.09316 -0.0046 0.6073 1.0000
9.750 0.4101 0.10484 0.09539 -0.0055 0.5929 1.0000
10.000 0.4116 0.10638 0.09698 -0.0056 0.5798 1.0000
10.250 0.4221 0.10896 0.09962 -0.0066 0.5686 1.0000
10.500 0.4518 0.11305 0.10383 -0.0089 0.5577 1.0000
10.750 0.4615 0.11509 0.10595 -0.0095 0.5439 1.0000
11.000 0.4620 0.11704 0.10795 -0.0099 0.5319 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 548 AIRFOIL (e548-il)