EPPLER 58 AIRFOIL (e58-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 58 AIRFOIL (e58-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 46.12 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e58-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e58-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 58 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-6.750 -0.3873 0.11614 0.10992 -0.0142 1.0000 0.1248
-6.500 -0.3991 0.11601 0.10990 -0.0134 1.0000 0.1268
-6.250 -0.4076 0.11659 0.11060 -0.0168 1.0000 0.1279
-6.000 -0.3954 0.10977 0.10373 -0.0118 1.0000 0.1315
-5.750 -0.3927 0.10707 0.10106 -0.0109 1.0000 0.1362
-5.500 -0.3936 0.10597 0.10004 -0.0139 1.0000 0.1409
-5.250 -0.3894 0.10312 0.09726 -0.0159 1.0000 0.1432
-5.000 -0.3840 0.09913 0.09330 -0.0124 1.0000 0.1485
-4.750 -0.3729 0.09761 0.09180 -0.0197 1.0000 0.1554
-4.500 -0.3680 0.09350 0.08774 -0.0174 1.0000 0.1586
-4.250 -0.3590 0.09043 0.08469 -0.0177 1.0000 0.1658
-4.000 -0.3436 0.08710 0.08138 -0.0223 1.0000 0.1723
-3.750 -0.3197 0.08406 0.07831 -0.0296 1.0000 0.1846
-3.500 -0.3120 0.08070 0.07498 -0.0274 1.0000 0.1956
-3.250 -0.2979 0.07725 0.07155 -0.0283 1.0000 0.2053
-3.000 -0.2760 0.07381 0.06805 -0.0319 1.0000 0.2197
-2.750 -0.2369 0.07011 0.06426 -0.0416 1.0000 0.2414
-2.500 -0.2178 0.06670 0.06085 -0.0426 1.0000 0.2570
-2.250 -0.1936 0.06358 0.05770 -0.0450 1.0000 0.2792
-2.000 -0.1614 0.06028 0.05436 -0.0497 1.0000 0.3129
-1.750 -0.1491 0.05766 0.05179 -0.0474 1.0000 0.3470
-1.250 0.1691 0.04094 0.03243 -0.1197 1.0000 0.1698
-1.000 0.2331 0.03745 0.02819 -0.1280 1.0000 0.1572
-0.750 0.2779 0.03569 0.02600 -0.1320 1.0000 0.1619
-0.500 0.3184 0.03456 0.02444 -0.1351 1.0000 0.1770
-0.250 0.3589 0.03352 0.02298 -0.1377 1.0000 0.1904
0.000 0.3948 0.03272 0.02188 -0.1392 1.0000 0.2213
0.250 0.4338 0.03160 0.02101 -0.1413 1.0000 0.3560
0.500 0.4660 0.03114 0.02121 -0.1423 1.0000 0.5226
0.750 0.4786 0.03007 0.02102 -0.1392 1.0000 1.0000
1.000 0.5047 0.03083 0.02117 -0.1396 1.0000 1.0000
1.250 0.5272 0.03164 0.02167 -0.1395 1.0000 1.0000
1.500 0.5487 0.03249 0.02231 -0.1393 1.0000 1.0000
1.750 0.5695 0.03341 0.02307 -0.1391 1.0000 1.0000
2.000 0.5897 0.03440 0.02394 -0.1389 1.0000 1.0000
2.250 0.6092 0.03545 0.02492 -0.1386 1.0000 1.0000
2.500 0.6279 0.03659 0.02600 -0.1384 1.0000 1.0000
2.750 0.6461 0.03780 0.02720 -0.1382 1.0000 1.0000
3.000 0.6636 0.03911 0.02851 -0.1381 1.0000 1.0000
3.250 0.6804 0.04053 0.02998 -0.1380 1.0000 1.0000
3.500 0.6964 0.04205 0.03154 -0.1379 1.0000 1.0000
3.750 0.7117 0.04371 0.03326 -0.1379 1.0000 1.0000
4.000 0.7635 0.04588 0.03557 -0.1446 0.9753 1.0000
4.250 0.8245 0.04732 0.03722 -0.1515 0.9459 1.0000
4.500 0.8696 0.04827 0.03837 -0.1555 0.9208 1.0000
4.750 0.9134 0.04890 0.03921 -0.1589 0.8958 1.0000
5.000 0.9613 0.04899 0.03964 -0.1621 0.8699 1.0000
5.250 1.0148 0.04823 0.03921 -0.1652 0.8425 1.0000
5.500 1.0689 0.04677 0.03814 -0.1676 0.8148 1.0000
5.750 1.1174 0.04531 0.03718 -0.1689 0.7882 1.0000
6.000 1.1692 0.04313 0.03553 -0.1698 0.7608 1.0000
6.250 1.2408 0.03756 0.03068 -0.1697 0.7278 1.0000
6.500 1.3143 0.03057 0.02437 -0.1671 0.6578 1.0000
6.750 1.3434 0.02913 0.02220 -0.1612 0.4993 1.0000
7.000 1.3358 0.03140 0.02341 -0.1540 0.3595 1.0000
7.250 1.3191 0.03580 0.02623 -0.1469 0.1998 1.0000
7.500 1.3450 0.04075 0.03012 -0.1455 0.1166 1.0000
7.750 1.3944 0.04412 0.03331 -0.1478 0.0919 1.0000
8.000 1.4613 0.04925 0.03873 -0.1523 0.0823 1.0000
8.250 1.4978 0.05389 0.04389 -0.1525 0.0795 1.0000
8.500 1.5238 0.05848 0.04873 -0.1519 0.0761 1.0000
8.750 1.5395 0.06393 0.05458 -0.1501 0.0740 1.0000
9.000 1.5471 0.06851 0.05976 -0.1469 0.0738 1.0000
9.250 1.5569 0.07423 0.06594 -0.1445 0.0746 1.0000
9.500 1.5401 0.07733 0.06998 -0.1378 0.0769 1.0000
9.750 1.5205 0.08239 0.07572 -0.1324 0.0793 1.0000
10.000 1.5014 0.08734 0.08111 -0.1279 0.0812 1.0000
10.250 1.4787 0.09195 0.08603 -0.1235 0.0825 1.0000
10.500 1.4574 0.09675 0.09109 -0.1201 0.0838 1.0000
10.750 1.4389 0.10206 0.09660 -0.1178 0.0851 1.0000
11.000 1.4397 0.10849 0.10315 -0.1171 0.0878 1.0000
11.250 1.4000 0.11355 0.10850 -0.1160 0.0884 1.0000
11.500 1.3600 0.12037 0.11553 -0.1178 0.0891 1.0000
11.750 1.3001 0.13301 0.12834 -0.1273 0.0933 1.0000
12.000 1.2843 0.14286 0.13819 -0.1330 0.0974 1.0000
12.250 1.2914 0.14865 0.14400 -0.1334 0.0994 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 58 AIRFOIL (e58-il)