EPPLER 553 AIRFOIL (e553-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 553 AIRFOIL (e553-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 17.88 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e553-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-e553-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 553 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 -0.4541 0.10692 0.09949 -0.0630 1.0000 0.0447
-13.250 -0.4791 0.09821 0.09072 -0.0673 1.0000 0.0440
-13.000 -0.5054 0.09035 0.08274 -0.0711 1.0000 0.0433
-12.750 -0.5298 0.08368 0.07593 -0.0741 1.0000 0.0430
-12.500 -0.5494 0.07822 0.07033 -0.0762 1.0000 0.0429
-12.250 -0.5660 0.07356 0.06551 -0.0775 1.0000 0.0432
-12.000 -0.5787 0.06955 0.06134 -0.0780 1.0000 0.0437
-11.750 -0.5879 0.06610 0.05772 -0.0780 1.0000 0.0443
-11.500 -0.5934 0.06305 0.05449 -0.0774 1.0000 0.0450
-11.250 -0.5971 0.06032 0.05151 -0.0765 1.0000 0.0461
-11.000 -0.5915 0.05858 0.04978 -0.0749 1.0000 0.0479
-10.750 -0.5890 0.05703 0.04825 -0.0733 1.0000 0.0503
-10.500 -0.5854 0.05549 0.04661 -0.0712 1.0000 0.0528
-10.250 -0.5807 0.05413 0.04502 -0.0688 1.0000 0.0555
-10.000 -0.5769 0.05322 0.04429 -0.0661 1.0000 0.0584
-9.750 -0.5796 0.05221 0.04329 -0.0631 1.0000 0.0615
-9.500 -0.5830 0.05131 0.04227 -0.0597 1.0000 0.0652
-9.250 -0.5901 0.05052 0.04162 -0.0561 1.0000 0.0677
-9.000 -0.6016 0.04971 0.04088 -0.0523 1.0000 0.0702
-8.750 -0.6041 0.04866 0.03979 -0.0500 0.9979 0.0752
-8.500 -0.5855 0.04676 0.03795 -0.0521 0.9881 0.0853
-8.250 -0.5734 0.04468 0.03594 -0.0538 0.9768 0.0974
-8.000 -0.5650 0.04240 0.03371 -0.0555 0.9646 0.1114
-7.750 -0.5575 0.03966 0.03110 -0.0578 0.9523 0.1323
-7.500 -0.5526 0.03655 0.02829 -0.0602 0.9401 0.1639
-7.250 -0.5466 0.03375 0.02625 -0.0618 0.9286 0.2315
-7.000 -0.5223 0.03517 0.02837 -0.0596 0.9186 0.3427
-6.750 -0.4860 0.03596 0.02881 -0.0615 0.9115 0.3983
-6.500 -0.4635 0.03686 0.02943 -0.0605 0.9006 0.4264
-6.250 -0.4223 0.03846 0.03075 -0.0609 0.8953 0.4515
-6.000 -0.4001 0.03943 0.03154 -0.0588 0.8849 0.4679
-5.750 -0.3605 0.04032 0.03217 -0.0593 0.8798 0.4849
-5.500 -0.3367 0.04110 0.03281 -0.0572 0.8702 0.4951
-5.250 -0.3022 0.04084 0.03229 -0.0586 0.8643 0.5077
-5.000 -0.2826 0.04057 0.03183 -0.0578 0.8545 0.5168
-4.750 -0.2496 0.04005 0.03108 -0.0592 0.8484 0.5246
-4.500 -0.2296 0.03966 0.03053 -0.0585 0.8390 0.5313
-4.250 -0.2007 0.03869 0.02931 -0.0604 0.8322 0.5392
-4.000 -0.1794 0.03848 0.02898 -0.0595 0.8233 0.5437
-3.750 -0.1506 0.03765 0.02792 -0.0611 0.8164 0.5506
-3.500 -0.1297 0.03705 0.02715 -0.0613 0.8075 0.5560
-3.250 -0.1008 0.03671 0.02668 -0.0616 0.8007 0.5600
-3.000 -0.0763 0.03621 0.02602 -0.0621 0.7929 0.5653
-2.750 -0.0508 0.03548 0.02509 -0.0635 0.7850 0.5714
-2.500 -0.0190 0.03517 0.02466 -0.0642 0.7794 0.5747
-2.250 -0.0014 0.03503 0.02443 -0.0632 0.7698 0.5788
-2.000 0.0352 0.03436 0.02357 -0.0656 0.7651 0.5846
-1.750 0.0500 0.03425 0.02338 -0.0646 0.7548 0.5889
-1.500 0.0834 0.03392 0.02296 -0.0656 0.7497 0.5925
-1.250 0.0999 0.03394 0.02291 -0.0645 0.7402 0.5968
-1.000 0.1334 0.03349 0.02230 -0.0665 0.7346 0.6026
-0.750 0.1536 0.03351 0.02228 -0.0658 0.7264 0.6063
-0.500 0.1799 0.03340 0.02212 -0.0658 0.7197 0.6101
-0.250 0.2159 0.03304 0.02165 -0.0675 0.7153 0.6151
0.000 0.2302 0.03327 0.02183 -0.0667 0.7052 0.6206
0.250 0.2635 0.03304 0.02156 -0.0674 0.7007 0.6243
0.500 0.2760 0.03342 0.02195 -0.0658 0.6911 0.6285
0.750 0.3089 0.03321 0.02167 -0.0671 0.6859 0.6341
1.000 0.3282 0.03348 0.02192 -0.0666 0.6780 0.6388
1.250 0.3522 0.03358 0.02204 -0.0662 0.6714 0.6433
1.500 0.3896 0.03329 0.02169 -0.0678 0.6675 0.6490
1.750 0.3983 0.03402 0.02244 -0.0662 0.6572 0.6542
2.000 0.4306 0.03388 0.02231 -0.0667 0.6528 0.6590
2.250 0.4424 0.03456 0.02302 -0.0653 0.6438 0.6645
2.500 0.4723 0.03461 0.02306 -0.0661 0.6383 0.6709
2.750 0.5086 0.03435 0.02282 -0.0671 0.6349 0.6764
3.000 0.5105 0.03551 0.02404 -0.0646 0.6240 0.6822
3.250 0.5461 0.03532 0.02388 -0.0657 0.6201 0.6889
3.500 0.5483 0.03651 0.02515 -0.0631 0.6103 0.6946
3.750 0.5809 0.03652 0.02518 -0.0641 0.6055 0.7027
4.250 0.6100 0.03792 0.02673 -0.0616 0.5909 0.7166
4.500 0.6470 0.03764 0.02653 -0.0626 0.5875 0.7248
4.750 0.6384 0.03946 0.02844 -0.0592 0.5764 0.7326
5.000 0.6711 0.03931 0.02840 -0.0597 0.5725 0.7418
5.500 0.6950 0.04120 0.03049 -0.0569 0.5574 0.7616
5.750 0.7299 0.04083 0.03024 -0.0574 0.5539 0.7738
6.000 0.7178 0.04328 0.03282 -0.0543 0.5420 0.7855
6.250 0.7543 0.04262 0.03230 -0.0546 0.5391 0.8012
6.500 0.7378 0.04550 0.03532 -0.0516 0.5265 0.8163
6.750 0.7707 0.04474 0.03476 -0.0510 0.5234 0.8383
7.000 0.7543 0.04774 0.03793 -0.0483 0.5107 0.8658
7.250 0.7896 0.04668 0.03709 -0.0482 0.5074 0.9654
7.750 0.8271 0.04925 0.03975 -0.0496 0.4913 1.0000
8.250 0.8487 0.05287 0.04345 -0.0495 0.4731 1.0000
8.750 0.8899 0.05445 0.04517 -0.0493 0.4584 1.0000
9.000 0.8809 0.05803 0.04881 -0.0488 0.4451 1.0000
9.500 0.9128 0.06022 0.05116 -0.0480 0.4285 1.0000
10.000 0.9355 0.06325 0.05437 -0.0471 0.4099 1.0000
10.250 0.9357 0.06602 0.05722 -0.0468 0.3980 1.0000
10.750 0.9698 0.06750 0.05892 -0.0457 0.3811 1.0000
11.250 0.9581 0.07472 0.06631 -0.0456 0.3548 1.0000
11.500 0.9979 0.07225 0.06401 -0.0443 0.3502 1.0000
11.750 0.9904 0.07612 0.06796 -0.0444 0.3366 1.0000
12.250 1.0315 0.07607 0.06818 -0.0428 0.3191 1.0000
12.500 1.0235 0.08010 0.07230 -0.0432 0.3055 1.0000
12.750 1.0199 0.08366 0.07594 -0.0435 0.2929 1.0000
13.250 1.0640 0.08279 0.07531 -0.0416 0.2741 1.0000
13.500 1.0589 0.08663 0.07925 -0.0421 0.2613 1.0000
13.750 1.0627 0.08911 0.08182 -0.0423 0.2496 1.0000
14.000 1.0907 0.08757 0.08037 -0.0409 0.2395 1.0000
14.250 1.1139 0.08683 0.07966 -0.0398 0.2279 1.0000
14.500 1.1041 0.09161 0.08454 -0.0409 0.2157 1.0000
14.750 1.1029 0.09506 0.08806 -0.0416 0.2042 1.0000
15.000 1.1128 0.09658 0.08960 -0.0414 0.1929 1.0000
15.250 1.1279 0.09716 0.09016 -0.0409 0.1815 1.0000
15.500 1.1243 0.10116 0.09424 -0.0420 0.1709 1.0000
15.750 1.1165 0.10604 0.09921 -0.0436 0.1614 1.0000
16.000 1.1258 0.10775 0.10088 -0.0437 0.1516 1.0000
16.250 1.1242 0.11155 0.10474 -0.0450 0.1425 1.0000
16.500 1.1156 0.11689 0.11018 -0.0471 0.1349 1.0000
16.750 1.1309 0.11736 0.11052 -0.0467 0.1259 1.0000
17.000 1.1069 0.12609 0.11953 -0.0510 0.1202 1.0000
17.250 1.1243 0.12609 0.11939 -0.0504 0.1122 1.0000
17.500 1.0944 0.13649 0.13009 -0.0559 0.1078 1.0000
17.750 1.1208 0.13445 0.12791 -0.0543 0.1002 1.0000
18.000 1.0840 0.14690 0.14062 -0.0613 0.0972 1.0000
18.250 1.0282 0.16551 0.15933 -0.0721 0.0937 1.0000
18.500 1.0903 0.15352 0.14729 -0.0647 0.0870 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 553 AIRFOIL (e553-il)