EPPLER 550 AIRFOIL (e550-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 550 AIRFOIL (e550-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 12.64 at α=-2° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e550-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e550-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 550 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.4047 0.11223 0.10563 -0.0435 1.0000 0.1601
-11.250 -0.5195 0.09025 0.08370 -0.0617 1.0000 0.1134
-11.000 -0.5051 0.08583 0.07933 -0.0612 1.0000 0.1119
-10.750 -0.5150 0.08077 0.07431 -0.0621 1.0000 0.1094
-10.500 -0.5454 0.07549 0.06902 -0.0632 1.0000 0.1066
-10.250 -0.6096 0.07111 0.06451 -0.0620 1.0000 0.1017
-10.000 -0.6682 0.07002 0.06317 -0.0567 1.0000 0.0991
-9.750 -0.6704 0.06648 0.05965 -0.0548 1.0000 0.0981
-9.500 -0.6834 0.06380 0.05694 -0.0517 1.0000 0.0974
-9.250 -0.7008 0.06189 0.05499 -0.0476 1.0000 0.0969
-9.000 -0.7216 0.06070 0.05379 -0.0427 1.0000 0.0963
-8.750 -0.7442 0.05966 0.05268 -0.0379 1.0000 0.0961
-8.500 -0.7608 0.05825 0.05114 -0.0339 1.0000 0.0956
-8.250 -0.7725 0.05658 0.04929 -0.0306 1.0000 0.0955
-8.000 -0.7794 0.05470 0.04717 -0.0278 1.0000 0.0956
-7.750 -0.7774 0.05244 0.04455 -0.0262 0.9985 0.0964
-7.500 -0.7411 0.04885 0.04028 -0.0298 0.9871 0.0981
-7.250 -0.7007 0.04537 0.03641 -0.0329 0.9767 0.1011
-7.000 -0.6568 0.04293 0.03384 -0.0361 0.9664 0.1099
-6.750 -0.6045 0.04059 0.03146 -0.0393 0.9577 0.1236
-6.500 -0.5543 0.03888 0.02998 -0.0408 0.9487 0.1484
-6.250 -0.5156 0.03699 0.02854 -0.0417 0.9401 0.1940
-6.000 -0.5112 0.03443 0.02685 -0.0400 0.9289 0.2595
-5.750 0.0810 0.05012 0.04213 -0.0672 0.9592 1.0000
-5.500 0.1253 0.04768 0.03943 -0.0750 0.9462 1.0000
-5.250 0.1705 0.04544 0.03693 -0.0825 0.9348 1.0000
-5.000 0.2192 0.04328 0.03451 -0.0903 0.9257 1.0000
-4.750 0.2582 0.04173 0.03275 -0.0959 0.9136 1.0000
-4.500 0.2928 0.04053 0.03135 -0.1003 0.9014 1.0000
-4.250 0.3266 0.03947 0.03011 -0.1042 0.8905 1.0000
-4.000 0.3549 0.03875 0.02923 -0.1069 0.8795 1.0000
-3.750 0.3739 0.03856 0.02893 -0.1077 0.8682 1.0000
-3.500 0.3989 0.03814 0.02838 -0.1094 0.8594 1.0000
-3.250 0.4143 0.03824 0.02841 -0.1094 0.8490 1.0000
-3.000 0.4335 0.03823 0.02832 -0.1100 0.8406 1.0000
-2.750 0.4489 0.03844 0.02847 -0.1100 0.8320 1.0000
-2.500 0.4663 0.03863 0.02859 -0.1101 0.8250 1.0000
-2.250 0.4750 0.03928 0.02923 -0.1090 0.8170 1.0000
-2.000 0.4965 0.03929 0.02917 -0.1095 0.8111 1.0000
-1.750 0.4955 0.04056 0.03046 -0.1070 0.8033 1.0000
-1.500 0.5078 0.04114 0.03102 -0.1063 0.7974 1.0000
-1.250 0.5189 0.04187 0.03173 -0.1054 0.7922 1.0000
-1.000 0.5086 0.04369 0.03361 -0.1016 0.7854 1.0000
-0.750 0.4418 0.04718 0.03714 -0.0867 0.7804 0.9800
-0.500 0.4276 0.04867 0.03863 -0.0816 0.7763 0.9734
-0.250 0.2886 0.05359 0.04370 -0.0574 0.7739 0.9576
0.000 0.2274 0.05563 0.04581 -0.0458 0.7726 0.9529
0.250 0.1951 0.05691 0.04710 -0.0390 0.7725 0.9508
0.500 0.1710 0.05795 0.04815 -0.0334 0.7733 0.9501
0.750 0.1546 0.05885 0.04905 -0.0291 0.7746 0.9503
1.000 0.1436 0.05966 0.04985 -0.0256 0.7761 0.9508
1.250 -0.2625 0.05403 0.04491 0.0382 1.0000 0.9542
1.500 -0.2489 0.05425 0.04506 0.0376 1.0000 0.9572
1.750 -0.2126 0.05574 0.04648 0.0324 0.9934 0.9596
2.000 -0.1742 0.05732 0.04797 0.0269 0.9833 0.9624
2.250 -0.1401 0.05870 0.04928 0.0222 0.9718 0.9658
2.500 -0.1110 0.05991 0.05042 0.0187 0.9591 0.9692
2.750 -0.0759 0.06131 0.05178 0.0140 0.9455 0.9716
3.000 -0.0443 0.06261 0.05305 0.0100 0.9319 0.9747
3.250 -0.0140 0.06401 0.05442 0.0063 0.9184 0.9786
3.500 0.0177 0.06566 0.05606 0.0024 0.9062 0.9829
3.750 0.0619 0.06838 0.05876 -0.0039 0.8939 0.9871
4.000 0.0879 0.06943 0.05981 -0.0066 0.8787 0.9915
4.250 0.1107 0.07047 0.06086 -0.0089 0.8642 0.9962
4.500 0.1283 0.07155 0.06194 -0.0102 0.8508 1.0000
4.750 0.1337 0.07215 0.06254 -0.0090 0.8388 1.0000
5.000 0.1533 0.07401 0.06439 -0.0099 0.8275 1.0000
5.250 0.1473 0.07333 0.06370 -0.0067 0.8129 1.0000
5.500 0.1438 0.07315 0.06351 -0.0040 0.7994 1.0000
5.750 0.1496 0.07382 0.06416 -0.0031 0.7879 1.0000
6.000 0.1824 0.07671 0.06705 -0.0065 0.7774 1.0000
6.250 0.1901 0.07705 0.06739 -0.0064 0.7632 1.0000
6.500 0.2043 0.07835 0.06870 -0.0074 0.7502 1.0000
6.750 0.2279 0.08067 0.07104 -0.0099 0.7398 1.0000
7.000 0.2640 0.08386 0.07427 -0.0140 0.7276 1.0000
7.250 0.2740 0.08485 0.07527 -0.0146 0.7137 1.0000
7.500 0.2895 0.08675 0.07720 -0.0162 0.7015 1.0000
7.750 0.3220 0.09024 0.08072 -0.0198 0.6919 1.0000
8.000 0.3464 0.09262 0.08316 -0.0221 0.6779 1.0000
8.250 0.3549 0.09407 0.08464 -0.0228 0.6644 1.0000
8.500 0.3699 0.09638 0.08699 -0.0243 0.6524 1.0000
8.750 0.4076 0.10068 0.09136 -0.0281 0.6427 1.0000
9.000 0.4195 0.10236 0.09308 -0.0290 0.6284 1.0000
9.250 0.4254 0.10414 0.09489 -0.0295 0.6155 1.0000
9.500 0.4402 0.10692 0.09773 -0.0310 0.6050 1.0000
9.750 0.4822 0.11179 0.10267 -0.0344 0.5936 1.0000
10.000 0.4785 0.11259 0.10352 -0.0341 0.5799 1.0000
10.250 0.4838 0.11485 0.10582 -0.0347 0.5681 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 550 AIRFOIL (e550-il)