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

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
<< Back to EPPLER 548 AIRFOIL (e548-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 548 AIRFOIL (e548-il)