EPPLER 561 AIRFOIL (e561-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 561 AIRFOIL (e561-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.56 at α=2.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e561-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e561-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 561 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 -0.2269 0.14166 0.13459 -0.0377 1.0000 0.2146
-11.250 -0.2361 0.14077 0.13379 -0.0379 1.0000 0.2202
-11.000 -0.2575 0.14137 0.13454 -0.0382 1.0000 0.2217
-10.750 -0.2240 0.13414 0.12729 -0.0365 1.0000 0.2286
-10.500 -0.2299 0.13276 0.12602 -0.0359 1.0000 0.2357
-10.250 -0.2549 0.13345 0.12686 -0.0355 1.0000 0.2381
-10.000 -0.2326 0.12756 0.12100 -0.0341 1.0000 0.2423
-9.750 -0.2323 0.12551 0.11902 -0.0325 1.0000 0.2502
-9.500 -0.2551 0.12568 0.11937 -0.0310 1.0000 0.2540
-9.250 -0.2819 0.12602 0.11988 -0.0290 1.0000 0.2550
-9.000 -0.2535 0.12059 0.11445 -0.0264 1.0000 0.2666
-8.750 -0.2779 0.12087 0.11488 -0.0239 1.0000 0.2703
-8.500 -0.3061 0.12133 0.11552 -0.0212 1.0000 0.2715
-8.250 -0.2897 0.11745 0.11166 -0.0184 1.0000 0.2825
-8.000 -0.3142 0.11767 0.11202 -0.0158 1.0000 0.2868
-7.750 -0.3422 0.11790 0.11240 -0.0134 1.0000 0.2883
-7.500 -0.3308 0.11479 0.10931 -0.0109 1.0000 0.3004
-7.250 -0.3574 0.11485 0.10951 -0.0086 1.0000 0.3045
-7.000 -0.3850 0.11464 0.10942 -0.0065 1.0000 0.3057
-6.750 -0.3408 0.10923 0.10388 -0.0095 0.9933 0.3330
-6.500 -0.3210 0.10582 0.10041 -0.0138 0.9835 0.3549
-6.250 -0.3065 0.10280 0.09732 -0.0172 0.9728 0.3749
-6.000 -0.2904 0.09969 0.09414 -0.0199 0.9620 0.3933
-5.750 -0.2741 0.09661 0.09099 -0.0221 0.9511 0.4110
-5.500 -0.2597 0.09385 0.08817 -0.0238 0.9399 0.4290
-5.250 -0.2457 0.09123 0.08548 -0.0254 0.9296 0.4474
-5.000 -0.2350 0.08897 0.08316 -0.0264 0.9189 0.4666
-4.750 -0.2258 0.08677 0.08092 -0.0260 0.9072 0.4834
-4.500 -0.2955 0.06310 0.05675 -0.0679 0.8961 0.3260
-4.250 -0.2593 0.06117 0.05459 -0.0721 0.8865 0.3436
-4.000 -0.2459 0.06139 0.05481 -0.0691 0.8753 0.3536
-3.750 -0.2089 0.05963 0.05284 -0.0731 0.8665 0.3697
-3.500 -0.1838 0.05768 0.05067 -0.0766 0.8558 0.3831
-3.250 -0.1476 0.05580 0.04850 -0.0817 0.8468 0.3988
-3.000 -0.1208 0.05522 0.04780 -0.0827 0.8373 0.4117
-2.750 -0.0978 0.05469 0.04717 -0.0833 0.8281 0.4229
-2.500 -0.0610 0.05361 0.04586 -0.0871 0.8191 0.4379
-2.250 -0.0302 0.05281 0.04479 -0.0909 0.8101 0.4522
-2.000 -0.0066 0.05282 0.04479 -0.0900 0.8017 0.4630
-1.750 0.0184 0.05257 0.04439 -0.0917 0.7931 0.4752
-1.500 0.0521 0.05220 0.04381 -0.0949 0.7848 0.4896
-1.250 0.0754 0.05240 0.04396 -0.0949 0.7774 0.5011
-1.000 0.0940 0.05265 0.04412 -0.0954 0.7689 0.5119
-0.750 0.1397 0.05230 0.04360 -0.0986 0.7624 0.5287
-0.500 0.1378 0.05345 0.04474 -0.0968 0.7543 0.5364
-0.250 0.1728 0.05351 0.04470 -0.0986 0.7475 0.5510
0.000 0.1880 0.05436 0.04545 -0.0991 0.7404 0.5631
0.250 0.2031 0.05520 0.04625 -0.0988 0.7336 0.5750
0.500 0.2490 0.05516 0.04611 -0.1014 0.7277 0.5935
0.750 0.2403 0.05697 0.04794 -0.0994 0.7218 0.6009
1.000 0.2585 0.05801 0.04891 -0.1000 0.7157 0.6152
1.250 0.3035 0.05812 0.04897 -0.1019 0.7096 0.6351
1.500 0.2926 0.06024 0.05114 -0.0998 0.7060 0.6434
1.750 0.2985 0.06187 0.05275 -0.0993 0.7020 0.6558
2.000 0.3149 0.06320 0.05407 -0.0996 0.6977 0.6718
2.250 0.3547 0.06381 0.05464 -0.1009 0.6916 0.6956
2.500 0.3541 0.06593 0.05679 -0.1001 0.6904 0.7095
2.750 0.3580 0.06791 0.05882 -0.0996 0.6897 0.7260
3.000 0.3665 0.06983 0.06080 -0.0993 0.6903 0.7463
3.250 0.2598 0.07772 0.06895 -0.0975 0.8172 0.7243
3.500 0.2646 0.07838 0.06966 -0.0960 0.8079 0.7433
3.750 0.2925 0.08032 0.07169 -0.0972 0.8002 0.7773
4.000 0.2968 0.08107 0.07256 -0.0954 0.7918 0.8073
4.250 0.3175 0.08215 0.07393 -0.0947 0.7826 0.8835
4.500 0.3331 0.08321 0.07496 -0.0970 0.7706 1.0000
4.750 0.3900 0.08771 0.07909 -0.1055 0.7634 1.0000
5.000 0.3946 0.08860 0.07985 -0.1054 0.7511 1.0000
5.250 0.4361 0.09270 0.08370 -0.1096 0.7448 1.0000
5.500 0.4393 0.09345 0.08437 -0.1087 0.7318 1.0000
5.750 0.4660 0.09681 0.08760 -0.1107 0.7261 1.0000
6.000 0.4774 0.09825 0.08897 -0.1106 0.7133 1.0000
6.250 0.4896 0.10058 0.09124 -0.1109 0.7050 1.0000
6.500 0.5136 0.10315 0.09373 -0.1121 0.6948 1.0000
6.750 0.5206 0.10527 0.09582 -0.1119 0.6864 1.0000
7.000 0.5470 0.10811 0.09860 -0.1132 0.6767 1.0000
7.250 0.5503 0.10996 0.10044 -0.1127 0.6668 1.0000
7.500 0.5789 0.11319 0.10363 -0.1142 0.6586 1.0000
7.750 0.5792 0.11495 0.10539 -0.1135 0.6492 1.0000
8.000 0.6090 0.11833 0.10874 -0.1151 0.6407 1.0000
8.250 0.6074 0.11994 0.11036 -0.1144 0.6305 1.0000
8.500 0.6364 0.12347 0.11389 -0.1158 0.6231 1.0000
8.750 0.6339 0.12513 0.11557 -0.1152 0.6135 1.0000
9.000 0.6637 0.12875 0.11918 -0.1166 0.6054 1.0000
9.250 0.6599 0.13032 0.12078 -0.1161 0.5957 1.0000
9.500 0.6871 0.13391 0.12438 -0.1173 0.5881 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 561 AIRFOIL (e561-il)