EPPLER 551 AIRFOIL (e551-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 551 AIRFOIL (e551-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 14.32 at α=13.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e551-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-e551-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.500 -0.4458 0.10642 0.09904 -0.0654 1.0000 0.0412
-13.250 -0.4659 0.09882 0.09141 -0.0690 1.0000 0.0408
-13.000 -0.4868 0.09198 0.08451 -0.0722 1.0000 0.0404
-12.750 -0.5088 0.08566 0.07810 -0.0751 1.0000 0.0399
-12.500 -0.5313 0.07995 0.07227 -0.0773 1.0000 0.0398
-12.250 -0.5509 0.07509 0.06727 -0.0788 1.0000 0.0398
-12.000 -0.5678 0.07088 0.06292 -0.0795 1.0000 0.0399
-11.750 -0.5826 0.06720 0.05909 -0.0796 1.0000 0.0401
-11.500 -0.5963 0.06394 0.05566 -0.0791 1.0000 0.0405
-11.250 -0.6084 0.06107 0.05261 -0.0780 1.0000 0.0411
-11.000 -0.6212 0.05855 0.04987 -0.0763 1.0000 0.0417
-10.750 -0.6195 0.05697 0.04837 -0.0743 1.0000 0.0429
-10.500 -0.6222 0.05551 0.04689 -0.0717 1.0000 0.0439
-10.250 -0.6257 0.05421 0.04553 -0.0688 1.0000 0.0449
-10.000 -0.6303 0.05306 0.04430 -0.0655 1.0000 0.0462
-9.750 -0.6340 0.05205 0.04316 -0.0620 1.0000 0.0477
-9.500 -0.6368 0.05120 0.04223 -0.0585 1.0000 0.0496
-9.250 -0.6038 0.04993 0.04091 -0.0595 0.9945 0.0548
-9.000 -0.5715 0.04863 0.03956 -0.0604 0.9873 0.0613
-8.750 -0.5439 0.04728 0.03814 -0.0615 0.9789 0.0693
-8.500 -0.5215 0.04566 0.03652 -0.0630 0.9697 0.0797
-8.250 -0.5064 0.04389 0.03478 -0.0640 0.9584 0.0915
-8.000 -0.4978 0.04191 0.03290 -0.0648 0.9463 0.1055
-7.750 -0.4937 0.03968 0.03081 -0.0656 0.9337 0.1223
-7.500 -0.4888 0.03706 0.02838 -0.0670 0.9222 0.1491
-7.250 -0.4882 0.03425 0.02597 -0.0677 0.9102 0.1935
-7.000 -0.4859 0.03326 0.02614 -0.0650 0.8983 0.2936
-6.750 -0.4488 0.03466 0.02752 -0.0655 0.8923 0.4087
-6.500 -0.4363 0.03481 0.02734 -0.0643 0.8804 0.4440
-6.250 -0.3946 0.03660 0.02883 -0.0644 0.8755 0.4755
-6.000 -0.3759 0.03764 0.02969 -0.0618 0.8649 0.4942
-5.750 -0.3341 0.03920 0.03101 -0.0612 0.8601 0.5127
-5.500 -0.3175 0.03953 0.03115 -0.0591 0.8501 0.5277
-5.250 -0.2780 0.04044 0.03184 -0.0586 0.8449 0.5386
-5.000 -0.2580 0.04028 0.03148 -0.0576 0.8364 0.5484
-4.750 -0.2348 0.03980 0.03079 -0.0576 0.8289 0.5577
-4.500 -0.2110 0.03940 0.03018 -0.0575 0.8218 0.5646
-4.250 -0.1905 0.03912 0.02973 -0.0567 0.8135 0.5707
-4.000 -0.1627 0.03804 0.02839 -0.0586 0.8085 0.5790
-3.750 -0.1506 0.03805 0.02832 -0.0562 0.7982 0.5828
-3.500 -0.1199 0.03748 0.02753 -0.0573 0.7931 0.5879
-3.250 -0.1116 0.03678 0.02665 -0.0566 0.7834 0.5950
-3.000 -0.0821 0.03651 0.02625 -0.0568 0.7779 0.5981
-2.750 -0.0612 0.03629 0.02590 -0.0563 0.7709 0.6018
-2.500 -0.0415 0.03596 0.02544 -0.0560 0.7635 0.6064
-2.250 -0.0095 0.03520 0.02445 -0.0583 0.7592 0.6122
-2.000 0.0009 0.03533 0.02454 -0.0561 0.7499 0.6149
-1.750 0.0294 0.03507 0.02417 -0.0566 0.7448 0.6183
-1.500 0.0532 0.03489 0.02387 -0.0567 0.7389 0.6225
-1.250 0.0700 0.03479 0.02366 -0.0564 0.7311 0.6273
-1.000 0.1019 0.03447 0.02322 -0.0576 0.7269 0.6308
-0.750 0.1147 0.03473 0.02345 -0.0559 0.7190 0.6340
-0.500 0.1386 0.03470 0.02335 -0.0559 0.7132 0.6380
-0.250 0.1725 0.03440 0.02293 -0.0576 0.7096 0.6428
0.000 0.1812 0.03484 0.02334 -0.0560 0.7007 0.6469
0.250 0.2074 0.03484 0.02330 -0.0561 0.6958 0.6501
0.500 0.2412 0.03464 0.02304 -0.0572 0.6926 0.6542
0.750 0.2447 0.03541 0.02381 -0.0550 0.6831 0.6588
1.000 0.2744 0.03538 0.02371 -0.0560 0.6788 0.6637
1.250 0.3080 0.03523 0.02354 -0.0568 0.6758 0.6677
1.500 0.3061 0.03631 0.02466 -0.0539 0.6658 0.6718
1.750 0.3374 0.03632 0.02463 -0.0550 0.6619 0.6770
2.000 0.3690 0.03631 0.02460 -0.0559 0.6584 0.6819
2.250 0.3644 0.03757 0.02592 -0.0525 0.6484 0.6862
2.500 0.3968 0.03760 0.02594 -0.0536 0.6449 0.6921
3.000 0.4201 0.03919 0.02761 -0.0509 0.6310 0.7025
3.250 0.4542 0.03914 0.02757 -0.0520 0.6279 0.7089
3.750 0.4751 0.04115 0.02970 -0.0494 0.6135 0.7211
4.000 0.5113 0.04097 0.02954 -0.0506 0.6108 0.7293
4.250 0.4999 0.04330 0.03198 -0.0477 0.5993 0.7352
4.500 0.5316 0.04324 0.03197 -0.0482 0.5958 0.7437
5.000 0.5542 0.04558 0.03450 -0.0463 0.5810 0.7608
5.250 0.5871 0.04528 0.03431 -0.0464 0.5782 0.7709
5.500 0.5785 0.04777 0.03690 -0.0444 0.5663 0.7812
5.750 0.6089 0.04760 0.03686 -0.0444 0.5628 0.7943
6.250 0.6303 0.04974 0.03929 -0.0420 0.5474 0.8238
6.500 0.6641 0.04910 0.03883 -0.0417 0.5448 0.8457
6.750 0.6532 0.05168 0.04160 -0.0396 0.5319 0.8738
7.000 0.6930 0.05076 0.04091 -0.0406 0.5288 1.0000
7.250 0.6907 0.05360 0.04376 -0.0406 0.5158 1.0000
7.500 0.7326 0.05304 0.04326 -0.0420 0.5127 1.0000
7.750 0.7293 0.05584 0.04607 -0.0415 0.4995 1.0000
8.000 0.7701 0.05509 0.04539 -0.0423 0.4964 1.0000
8.500 0.7686 0.06025 0.05064 -0.0412 0.4714 1.0000
8.750 0.8018 0.05985 0.05033 -0.0413 0.4662 1.0000
9.000 0.8017 0.06238 0.05292 -0.0408 0.4537 1.0000
9.250 0.8383 0.06146 0.05212 -0.0406 0.4493 1.0000
9.500 0.8365 0.06415 0.05488 -0.0401 0.4359 1.0000
10.000 0.8737 0.06541 0.05634 -0.0391 0.4183 1.0000
10.250 0.8739 0.06798 0.05901 -0.0387 0.4051 1.0000
10.500 0.9140 0.06598 0.05716 -0.0378 0.4011 1.0000
10.750 0.9126 0.06870 0.05997 -0.0374 0.3871 1.0000
11.000 0.9139 0.07121 0.06257 -0.0371 0.3738 1.0000
11.500 0.9554 0.07119 0.06283 -0.0355 0.3557 1.0000
11.750 0.9575 0.07359 0.06533 -0.0352 0.3423 1.0000
12.000 0.9647 0.07538 0.06723 -0.0349 0.3301 1.0000
12.250 1.0084 0.07200 0.06404 -0.0332 0.3237 1.0000
12.500 1.0109 0.07436 0.06649 -0.0329 0.3101 1.0000
12.750 1.0175 0.07619 0.06843 -0.0326 0.2970 1.0000
13.000 1.0311 0.07704 0.06938 -0.0320 0.2847 1.0000
13.250 1.0539 0.07649 0.06892 -0.0309 0.2726 1.0000
13.500 1.0764 0.07596 0.06841 -0.0298 0.2596 1.0000
13.750 1.0931 0.07631 0.06877 -0.0290 0.2457 1.0000
14.000 1.0960 0.07874 0.07126 -0.0289 0.2318 1.0000
14.250 1.0965 0.08165 0.07423 -0.0291 0.2184 1.0000
14.500 1.0976 0.08451 0.07714 -0.0292 0.2055 1.0000
14.750 1.1003 0.08721 0.07987 -0.0294 0.1932 1.0000
15.000 1.1049 0.08958 0.08223 -0.0295 0.1813 1.0000
15.250 1.1121 0.09153 0.08412 -0.0295 0.1698 1.0000
15.500 1.1068 0.09574 0.08846 -0.0306 0.1595 1.0000
15.750 1.1041 0.09962 0.09241 -0.0316 0.1500 1.0000
16.000 1.1100 0.10189 0.09462 -0.0319 0.1405 1.0000
16.250 1.1034 0.10661 0.09949 -0.0334 0.1322 1.0000
16.500 1.1028 0.11025 0.10318 -0.0345 0.1244 1.0000
16.750 1.1035 0.11366 0.10663 -0.0357 0.1168 1.0000
17.000 1.0965 0.11874 0.11185 -0.0377 0.1107 1.0000
17.250 1.0955 0.12261 0.11578 -0.0393 0.1042 1.0000
17.500 1.0906 0.12742 0.12068 -0.0414 0.0990 1.0000
17.750 1.0730 0.13512 0.12860 -0.0453 0.0948 1.0000
18.000 1.0896 0.13528 0.12863 -0.0449 0.0887 1.0000
18.250 1.0554 0.14718 0.14083 -0.0516 0.0866 1.0000
18.500 1.0001 0.16588 0.15964 -0.0625 0.0848 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 551 AIRFOIL (e551-il)