EPPLER 551 AIRFOIL (e551-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 551 AIRFOIL (e551-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.87 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e551-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e551-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 551 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 -0.3865 0.10912 0.10236 -0.0579 1.0000 0.1278
-11.500 -0.5224 0.08625 0.07962 -0.0749 1.0000 0.1034
-11.250 -0.5355 0.08166 0.07509 -0.0751 1.0000 0.1024
-11.000 -0.5593 0.07737 0.07084 -0.0751 1.0000 0.1014
-10.750 -0.5877 0.07388 0.06740 -0.0740 1.0000 0.1002
-10.500 -0.6213 0.07138 0.06494 -0.0713 1.0000 0.0988
-10.250 -0.6579 0.06988 0.06348 -0.0671 1.0000 0.0973
-10.000 -0.6982 0.06857 0.06215 -0.0620 1.0000 0.0957
-9.750 -0.7397 0.06663 0.06003 -0.0574 1.0000 0.0935
-9.500 -0.7914 0.06542 0.05823 -0.0521 1.0000 0.0904
-9.250 -0.8017 0.06261 0.05526 -0.0495 1.0000 0.0907
-9.000 -0.8057 0.05959 0.05210 -0.0474 1.0000 0.0914
-8.750 -0.8021 0.05701 0.04949 -0.0456 1.0000 0.0929
-8.500 -0.7998 0.05464 0.04698 -0.0436 1.0000 0.0947
-8.250 -0.7966 0.05223 0.04432 -0.0418 1.0000 0.0959
-8.000 -0.7903 0.04983 0.04162 -0.0400 1.0000 0.0977
-7.750 -0.7818 0.04765 0.03909 -0.0383 1.0000 0.1004
-7.500 -0.7725 0.04580 0.03673 -0.0366 1.0000 0.1036
-7.250 -0.7565 0.04377 0.03497 -0.0350 1.0000 0.1106
-7.000 -0.7423 0.04228 0.03315 -0.0333 1.0000 0.1173
-6.750 -0.7268 0.04079 0.03193 -0.0312 1.0000 0.1283
-6.500 -0.7135 0.03951 0.03081 -0.0288 1.0000 0.1417
-6.250 -0.7026 0.03813 0.02951 -0.0264 1.0000 0.1610
-6.000 -0.6956 0.03627 0.02806 -0.0243 1.0000 0.1896
-5.750 -0.6918 0.03300 0.02581 -0.0233 1.0000 0.2584
-5.500 -0.6777 0.03970 0.03402 -0.0137 0.9945 0.4940
-5.250 -0.6472 0.04758 0.04183 -0.0035 0.9853 0.5370
-5.000 -0.6138 0.05297 0.04699 0.0037 0.9769 0.5724
-4.750 -0.5725 0.05705 0.05078 0.0082 0.9688 0.6089
-4.500 -0.1911 0.06658 0.05883 -0.0142 0.9622 0.8478
-4.250 -0.4803 0.06146 0.05458 0.0119 0.9532 0.6763
-4.000 -0.4700 0.06104 0.05402 0.0137 0.9467 0.6968
-3.750 -0.3938 0.06192 0.05448 0.0084 0.9387 0.7259
-3.500 -0.3712 0.06133 0.05373 0.0080 0.9318 0.7397
-3.250 -0.3922 0.06009 0.05244 0.0120 0.9268 0.7451
-3.000 -0.3639 0.05966 0.05182 0.0108 0.9207 0.7552
-2.750 -0.3829 0.05844 0.05056 0.0150 0.9165 0.7592
-2.500 -0.3937 0.05722 0.04927 0.0178 0.9129 0.7638
-2.250 -0.3648 0.05697 0.04884 0.0160 0.9074 0.7704
-2.000 -0.3765 0.05588 0.04770 0.0192 0.9054 0.7742
-1.750 -0.3852 0.05474 0.04649 0.0215 0.9042 0.7778
-1.500 -0.3802 0.05401 0.04566 0.0226 0.9027 0.7818
-1.250 -0.3726 0.05347 0.04502 0.0232 0.9025 0.7853
-1.000 -0.3658 0.05294 0.04440 0.0237 0.9035 0.7894
-0.750 -0.3566 0.05250 0.04385 0.0233 0.9059 0.7931
0.000 -0.4472 0.04669 0.03814 0.0440 1.0000 0.8010
0.250 -0.4280 0.04661 0.03795 0.0427 1.0000 0.8051
0.500 -0.4066 0.04664 0.03784 0.0407 1.0000 0.8090
0.750 -0.3850 0.04677 0.03785 0.0387 1.0000 0.8131
1.000 -0.3670 0.04689 0.03790 0.0380 1.0000 0.8173
1.250 -0.3457 0.04721 0.03812 0.0364 0.9995 0.8218
1.500 -0.3090 0.04871 0.03948 0.0314 0.9934 0.8268
1.750 -0.2801 0.04959 0.04029 0.0284 0.9862 0.8316
2.000 -0.2505 0.05083 0.04144 0.0254 0.9796 0.8374
2.250 -0.2146 0.05246 0.04298 0.0208 0.9703 0.8437
2.500 -0.1897 0.05312 0.04360 0.0187 0.9605 0.8487
2.750 -0.1623 0.05433 0.04476 0.0161 0.9521 0.8553
3.000 -0.1275 0.05615 0.04653 0.0121 0.9419 0.8632
3.250 -0.1074 0.05662 0.04699 0.0110 0.9307 0.8704
3.500 -0.0787 0.05822 0.04856 0.0081 0.9226 0.8789
3.750 -0.0496 0.05957 0.04992 0.0055 0.9107 0.8882
4.000 -0.0303 0.06022 0.05060 0.0044 0.8996 0.8979
4.250 0.0043 0.06255 0.05296 0.0006 0.8914 0.9114
4.500 0.0299 0.06344 0.05391 -0.0016 0.8780 0.9254
4.750 0.0561 0.06460 0.05516 -0.0045 0.8661 0.9412
5.000 0.0973 0.06696 0.05761 -0.0106 0.8557 0.9628
5.250 0.1406 0.06958 0.06026 -0.0169 0.8423 1.0000
5.500 0.1578 0.07024 0.06092 -0.0190 0.8289 1.0000
5.750 0.1822 0.07199 0.06266 -0.0223 0.8174 1.0000
6.000 0.2260 0.07556 0.06620 -0.0287 0.8076 1.0000
6.250 0.2514 0.07720 0.06783 -0.0320 0.7936 1.0000
6.500 0.2705 0.07879 0.06942 -0.0343 0.7805 1.0000
6.750 0.2953 0.08118 0.07181 -0.0375 0.7692 1.0000
7.000 0.3402 0.08525 0.07584 -0.0431 0.7581 1.0000
7.250 0.3547 0.08657 0.07717 -0.0443 0.7436 1.0000
7.500 0.3680 0.08831 0.07892 -0.0453 0.7303 1.0000
7.750 0.3860 0.09068 0.08129 -0.0469 0.7182 1.0000
8.000 0.4197 0.09433 0.08494 -0.0502 0.7076 1.0000
8.250 0.4416 0.09672 0.08737 -0.0517 0.6929 1.0000
8.500 0.4470 0.09821 0.08889 -0.0517 0.6793 1.0000
8.750 0.4586 0.10048 0.09118 -0.0523 0.6665 1.0000
9.000 0.4775 0.10339 0.09413 -0.0537 0.6552 1.0000
9.250 0.5097 0.10709 0.09790 -0.0560 0.6422 1.0000
9.500 0.5223 0.10918 0.10004 -0.0564 0.6274 1.0000
9.750 0.5241 0.11099 0.10190 -0.0563 0.6141 1.0000
10.000 0.5336 0.11354 0.10451 -0.0568 0.6014 1.0000
10.250 0.5514 0.11673 0.10777 -0.0580 0.5903 1.0000
10.500 0.5776 0.12025 0.11138 -0.0594 0.5765 1.0000
10.750 0.6006 0.12340 0.11462 -0.0605 0.5610 1.0000
11.000 0.5896 0.12475 0.11602 -0.0600 0.5490 1.0000
11.250 0.5969 0.12756 0.11891 -0.0606 0.5369 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 551 AIRFOIL (e551-il)