EPPLER 555 AIRFOIL (e555-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 555 AIRFOIL (e555-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 27.83 at α=10.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e555-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e555-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 555 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 -0.4933 0.10227 0.09524 -0.0544 1.0000 0.1134
-11.250 -0.4838 0.09952 0.09252 -0.0532 1.0000 0.1153
-11.000 -0.5977 0.08126 0.07425 -0.0676 1.0000 0.0983
-10.750 -0.6134 0.07647 0.06947 -0.0683 1.0000 0.0974
-10.500 -0.6359 0.07217 0.06515 -0.0685 1.0000 0.0964
-10.250 -0.6609 0.06868 0.06165 -0.0676 1.0000 0.0955
-10.000 -0.6861 0.06548 0.05840 -0.0661 1.0000 0.0946
-9.750 -0.7062 0.06212 0.05491 -0.0644 1.0000 0.0939
-9.500 -0.7217 0.05886 0.05147 -0.0625 1.0000 0.0933
-9.250 -0.7318 0.05571 0.04808 -0.0606 1.0000 0.0931
-9.000 -0.7368 0.05273 0.04483 -0.0587 1.0000 0.0939
-8.750 -0.7376 0.04989 0.04166 -0.0568 1.0000 0.0954
-8.500 -0.7354 0.04721 0.03855 -0.0550 1.0000 0.0976
-8.250 -0.7253 0.04436 0.03549 -0.0534 1.0000 0.1005
-8.000 -0.7094 0.04208 0.03323 -0.0515 1.0000 0.1053
-7.750 -0.6968 0.04007 0.03087 -0.0497 1.0000 0.1120
-7.500 -0.6798 0.03817 0.02917 -0.0473 1.0000 0.1218
-7.250 -0.6648 0.03652 0.02763 -0.0447 1.0000 0.1349
-7.000 -0.6532 0.03486 0.02609 -0.0420 1.0000 0.1538
-6.750 -0.6454 0.03293 0.02452 -0.0395 1.0000 0.1796
-6.500 -0.6404 0.03003 0.02232 -0.0383 1.0000 0.2329
-6.250 -0.6348 0.03321 0.02723 -0.0304 1.0000 0.4164
-6.000 -0.6237 0.03961 0.03356 -0.0193 1.0000 0.4646
-5.750 -0.6084 0.04547 0.03935 -0.0077 1.0000 0.4912
-5.500 -0.5922 0.04939 0.04314 0.0013 1.0000 0.5175
-5.250 -0.5846 0.05058 0.04415 0.0065 1.0000 0.5456
-5.000 -0.5602 0.05366 0.04707 0.0150 1.0000 0.5706
-4.750 -0.5598 0.05315 0.04646 0.0183 1.0000 0.5936
-4.500 -0.5379 0.05433 0.04748 0.0240 1.0000 0.6174
-4.250 -0.5302 0.05399 0.04701 0.0275 1.0000 0.6374
-4.000 -0.5257 0.05332 0.04624 0.0305 1.0000 0.6551
-3.750 -0.5200 0.05256 0.04537 0.0333 1.0000 0.6706
-3.500 -0.5151 0.05162 0.04434 0.0356 1.0000 0.6836
-3.250 -0.5176 0.05019 0.04283 0.0371 1.0000 0.6939
-3.000 -0.5094 0.04928 0.04181 0.0388 1.0000 0.7035
-2.750 -0.5049 0.04799 0.04040 0.0395 1.0000 0.7112
-2.500 -0.4958 0.04701 0.03931 0.0403 1.0000 0.7185
-2.250 -0.4872 0.04570 0.03787 0.0392 1.0000 0.7249
-2.000 -0.4751 0.04492 0.03700 0.0401 1.0000 0.7305
-1.750 -0.4441 0.04448 0.03638 0.0360 0.9940 0.7366
-1.500 -0.4008 0.04430 0.03598 0.0299 0.9816 0.7427
-1.250 -0.3629 0.04415 0.03567 0.0257 0.9700 0.7479
-1.000 -0.3235 0.04395 0.03528 0.0204 0.9581 0.7533
-0.750 -0.2842 0.04377 0.03494 0.0152 0.9464 0.7578
-0.500 -0.2544 0.04355 0.03463 0.0128 0.9345 0.7621
-0.250 -0.2215 0.04345 0.03441 0.0094 0.9227 0.7672
0.000 -0.1821 0.04346 0.03428 0.0043 0.9110 0.7719
0.250 -0.1437 0.04359 0.03433 0.0009 0.8998 0.7765
0.500 -0.1188 0.04354 0.03422 -0.0008 0.8881 0.7815
0.750 -0.0857 0.04366 0.03426 -0.0043 0.8759 0.7867
1.000 -0.0515 0.04386 0.03441 -0.0072 0.8650 0.7914
1.250 -0.0170 0.04410 0.03460 -0.0099 0.8537 0.7974
1.500 0.0086 0.04435 0.03481 -0.0120 0.8417 0.8032
1.750 0.0359 0.04462 0.03507 -0.0134 0.8304 0.8086
2.000 0.0759 0.04499 0.03542 -0.0168 0.8195 0.8151
2.250 0.0995 0.04540 0.03582 -0.0183 0.8077 0.8215
2.500 0.1205 0.04584 0.03628 -0.0188 0.7964 0.8281
2.750 0.1578 0.04638 0.03680 -0.0220 0.7854 0.8358
3.000 0.1824 0.04679 0.03726 -0.0227 0.7743 0.8429
3.250 0.2029 0.04752 0.03801 -0.0238 0.7627 0.8512
3.500 0.2300 0.04803 0.03857 -0.0247 0.7522 0.8599
3.750 0.2604 0.04857 0.03916 -0.0264 0.7412 0.8697
4.000 0.2730 0.04945 0.04009 -0.0262 0.7297 0.8797
4.250 0.2978 0.05010 0.04082 -0.0269 0.7189 0.8913
4.500 0.3314 0.05053 0.04135 -0.0284 0.7082 0.9057
4.750 0.3417 0.05165 0.04256 -0.0283 0.6962 0.9207
5.000 0.3683 0.05261 0.04366 -0.0301 0.6842 0.9405
5.500 0.4674 0.05408 0.04537 -0.0399 0.6586 1.0000
5.750 0.4887 0.05583 0.04719 -0.0428 0.6447 1.0000
6.000 0.5139 0.05763 0.04905 -0.0460 0.6308 1.0000
6.250 0.5443 0.05927 0.05075 -0.0493 0.6167 1.0000
6.500 0.5762 0.06089 0.05244 -0.0524 0.6027 1.0000
6.750 0.6102 0.06230 0.05392 -0.0553 0.5883 1.0000
7.000 0.6448 0.06356 0.05524 -0.0578 0.5738 1.0000
7.250 0.6807 0.06454 0.05631 -0.0597 0.5593 1.0000
7.500 0.7198 0.06502 0.05688 -0.0611 0.5447 1.0000
7.750 0.7609 0.06503 0.05701 -0.0620 0.5302 1.0000
8.000 0.7803 0.06652 0.05856 -0.0621 0.5146 1.0000
8.250 0.7935 0.06853 0.06063 -0.0620 0.4992 1.0000
8.500 0.8123 0.06991 0.06211 -0.0617 0.4836 1.0000
8.750 0.8258 0.07180 0.06409 -0.0613 0.4681 1.0000
9.000 0.8436 0.07317 0.06555 -0.0607 0.4523 1.0000
9.250 0.8542 0.07532 0.06778 -0.0602 0.4369 1.0000
9.500 1.1618 0.04705 0.04016 -0.0617 0.4038 1.0000
9.750 1.0821 0.05495 0.04812 -0.0548 0.3977 1.0000
10.000 0.8784 0.08270 0.07541 -0.0588 0.3910 1.0000
10.250 1.2398 0.04654 0.03968 -0.0572 0.3338 1.0000
10.500 1.2779 0.04592 0.03887 -0.0568 0.3066 1.0000
10.750 1.2801 0.04746 0.04048 -0.0537 0.2884 1.0000
11.000 1.2853 0.04891 0.04195 -0.0509 0.2706 1.0000
11.250 1.2944 0.05022 0.04322 -0.0485 0.2525 1.0000
11.500 1.3222 0.05106 0.04379 -0.0479 0.2306 1.0000
11.750 1.3051 0.05383 0.04683 -0.0437 0.2217 1.0000
12.000 1.3309 0.05513 0.04791 -0.0431 0.2025 1.0000
12.250 1.0737 0.08286 0.07672 -0.0430 0.2525 1.0000
12.500 1.0307 0.09402 0.08786 -0.0469 0.2481 1.0000
12.750 1.1123 0.08358 0.07761 -0.0397 0.2228 1.0000
13.000 1.1379 0.08329 0.07736 -0.0377 0.2073 1.0000
13.250 1.1331 0.08753 0.08164 -0.0379 0.1989 1.0000
13.500 0.8582 0.14723 0.14067 -0.0734 0.2488 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 555 AIRFOIL (e555-il)