EPPLER 580 AIRFOIL (e580-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 580 AIRFOIL (e580-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 24.39 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e580-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-e580-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 580 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.3603 0.10916 0.10253 -0.0506 1.0000 0.0538
-9.750 -0.3710 0.10557 0.09904 -0.0506 1.0000 0.0534
-9.500 -0.3836 0.10181 0.09538 -0.0505 1.0000 0.0529
-9.250 -0.3993 0.09762 0.09129 -0.0508 1.0000 0.0521
-8.750 -0.5120 0.08296 0.07662 -0.0565 0.9987 0.0468
-8.500 -0.5172 0.07761 0.07111 -0.0627 0.9891 0.0466
-8.250 -0.5171 0.07229 0.06554 -0.0687 0.9793 0.0465
-8.000 -0.5132 0.06712 0.05999 -0.0740 0.9696 0.0467
-7.750 -0.5034 0.06261 0.05519 -0.0777 0.9607 0.0473
-7.500 -0.4887 0.05921 0.05159 -0.0798 0.9524 0.0480
-7.250 -0.4665 0.05567 0.04776 -0.0831 0.9460 0.0489
-7.000 -0.4499 0.05245 0.04415 -0.0847 0.9371 0.0492
-6.750 -0.4222 0.04911 0.04034 -0.0876 0.9315 0.0495
-6.500 -0.4007 0.04659 0.03746 -0.0884 0.9232 0.0499
-6.250 -0.3680 0.04412 0.03462 -0.0906 0.9183 0.0507
-6.000 -0.3458 0.04234 0.03257 -0.0904 0.9100 0.0516
-5.750 -0.3129 0.04061 0.03057 -0.0915 0.9049 0.0531
-5.500 -0.2894 0.03947 0.02918 -0.0908 0.8971 0.0555
-5.250 -0.2593 0.03835 0.02788 -0.0907 0.8914 0.0587
-5.000 -0.2356 0.03747 0.02702 -0.0898 0.8844 0.0616
-4.500 -0.1813 0.03583 0.02512 -0.0891 0.8719 0.0687
-4.250 -0.1596 0.03499 0.02427 -0.0888 0.8635 0.0734
-4.000 -0.1243 0.03375 0.02302 -0.0912 0.8588 0.0866
-3.750 -0.1016 0.03261 0.02200 -0.0922 0.8498 0.1084
-3.500 -0.0712 0.03004 0.02167 -0.0951 0.8451 0.3901
-3.250 -0.0518 0.03185 0.02347 -0.0917 0.8358 0.5546
-3.000 -0.0395 0.03387 0.02548 -0.0845 0.8293 0.6125
-2.750 -0.0340 0.03502 0.02658 -0.0781 0.8197 0.6430
-2.500 -0.0143 0.03547 0.02684 -0.0743 0.8141 0.6643
-2.250 0.0060 0.03548 0.02663 -0.0735 0.8056 0.6753
-2.000 0.0362 0.03522 0.02612 -0.0741 0.7999 0.6824
-1.750 0.0675 0.03497 0.02561 -0.0757 0.7935 0.6894
-1.500 0.0910 0.03488 0.02534 -0.0753 0.7860 0.6942
-1.250 0.1300 0.03445 0.02467 -0.0777 0.7821 0.6998
-1.000 0.1511 0.03458 0.02464 -0.0780 0.7726 0.7050
-0.750 0.1840 0.03427 0.02416 -0.0789 0.7679 0.7090
-0.500 0.2062 0.03439 0.02415 -0.0789 0.7596 0.7135
-0.250 0.2418 0.03419 0.02377 -0.0811 0.7539 0.7184
0.000 0.2808 0.03380 0.02323 -0.0831 0.7505 0.7222
0.250 0.2942 0.03424 0.02362 -0.0817 0.7400 0.7262
0.500 0.3338 0.03391 0.02315 -0.0840 0.7361 0.7305
0.750 0.3552 0.03436 0.02352 -0.0845 0.7266 0.7351
1.000 0.3885 0.03413 0.02322 -0.0854 0.7217 0.7386
1.250 0.4099 0.03447 0.02351 -0.0852 0.7136 0.7426
1.500 0.4422 0.03448 0.02344 -0.0865 0.7074 0.7470
1.750 0.4858 0.03410 0.02298 -0.0893 0.7040 0.7513
2.000 0.4952 0.03489 0.02378 -0.0874 0.6932 0.7552
2.250 0.5345 0.03455 0.02339 -0.0893 0.6893 0.7595
2.500 0.5499 0.03537 0.02422 -0.0887 0.6791 0.7641
2.750 0.5869 0.03512 0.02394 -0.0902 0.6746 0.7683
3.000 0.6012 0.03586 0.02472 -0.0890 0.6650 0.7728
3.250 0.6364 0.03574 0.02460 -0.0904 0.6597 0.7778
3.750 0.6851 0.03644 0.02535 -0.0904 0.6448 0.7873
4.000 0.7234 0.03614 0.02507 -0.0920 0.6404 0.7927
4.250 0.7345 0.03723 0.02623 -0.0907 0.6297 0.7983
4.500 0.7751 0.03665 0.02569 -0.0922 0.6261 0.8037
4.750 0.7807 0.03805 0.02717 -0.0903 0.6144 0.8098
5.000 0.8220 0.03745 0.02664 -0.0919 0.6107 0.8159
5.250 0.8248 0.03895 0.02825 -0.0896 0.5989 0.8226
5.500 0.8672 0.03827 0.02763 -0.0912 0.5951 0.8300
5.750 0.8677 0.03990 0.02938 -0.0887 0.5831 0.8378
6.000 0.9106 0.03909 0.02867 -0.0902 0.5794 0.8462
6.250 0.9093 0.04088 0.03059 -0.0876 0.5671 0.8557
6.500 0.9522 0.03987 0.02969 -0.0888 0.5635 0.8666
6.750 0.9472 0.04181 0.03181 -0.0859 0.5509 0.8794
7.250 0.9838 0.04262 0.03292 -0.0839 0.5345 0.9233
7.500 0.9856 0.04454 0.03497 -0.0826 0.5222 1.0000
7.750 1.0372 0.04342 0.03397 -0.0851 0.5178 1.0000
8.000 1.0396 0.04583 0.03647 -0.0843 0.5050 1.0000
8.500 1.0935 0.04675 0.03759 -0.0854 0.4879 1.0000
8.750 1.0946 0.04922 0.04017 -0.0844 0.4753 1.0000
9.000 1.1499 0.04714 0.03821 -0.0860 0.4708 1.0000
9.250 1.1445 0.04997 0.04115 -0.0844 0.4576 1.0000
9.500 1.1444 0.05251 0.04379 -0.0832 0.4450 1.0000
9.750 1.1988 0.05002 0.04144 -0.0841 0.4396 1.0000
10.000 1.1946 0.05277 0.04432 -0.0826 0.4266 1.0000
10.250 1.1923 0.05551 0.04717 -0.0814 0.4138 1.0000
10.500 1.2004 0.05726 0.04904 -0.0806 0.4023 1.0000
10.750 1.2488 0.05473 0.04663 -0.0804 0.3947 1.0000
11.250 1.2420 0.06051 0.05267 -0.0782 0.3688 1.0000
11.500 1.2511 0.06209 0.05437 -0.0774 0.3568 1.0000
11.750 1.2771 0.06163 0.05401 -0.0765 0.3459 1.0000
12.000 1.2965 0.06189 0.05437 -0.0756 0.3338 1.0000
12.250 1.2905 0.06524 0.05784 -0.0749 0.3205 1.0000
12.500 1.2885 0.06820 0.06092 -0.0743 0.3075 1.0000
12.750 1.2909 0.07069 0.06354 -0.0737 0.2947 1.0000
13.000 1.2967 0.07270 0.06565 -0.0731 0.2820 1.0000
13.250 1.3048 0.07441 0.06744 -0.0725 0.2693 1.0000
13.500 1.3132 0.07607 0.06914 -0.0719 0.2565 1.0000
13.750 1.3199 0.07799 0.07111 -0.0714 0.2437 1.0000
14.000 1.3108 0.08241 0.07567 -0.0718 0.2314 1.0000
14.250 1.3057 0.08633 0.07970 -0.0722 0.2195 1.0000
14.500 1.3054 0.08958 0.08302 -0.0724 0.2079 1.0000
14.750 1.3083 0.09230 0.08578 -0.0725 0.1963 1.0000
15.000 1.3141 0.09452 0.08798 -0.0724 0.1849 1.0000
15.250 1.3029 0.09985 0.09350 -0.0739 0.1749 1.0000
15.500 1.2982 0.10413 0.09786 -0.0749 0.1650 1.0000
15.750 1.3021 0.10683 0.10055 -0.0754 0.1551 1.0000
16.000 1.2967 0.11137 0.10520 -0.0768 0.1460 1.0000
16.250 1.2893 0.11645 0.11040 -0.0787 0.1378 1.0000
16.500 1.2957 0.11869 0.11257 -0.0791 0.1288 1.0000
16.750 1.2805 0.12560 0.11973 -0.0823 0.1220 1.0000
17.000 1.2828 0.12878 0.12289 -0.0834 0.1140 1.0000
17.250 1.2718 0.13505 0.12933 -0.0866 0.1075 1.0000
17.500 1.2699 0.13924 0.13354 -0.0886 0.1004 1.0000
17.750 1.2596 0.14552 0.13996 -0.0921 0.0943 1.0000
18.000 1.2555 0.15038 0.14485 -0.0949 0.0878 1.0000
18.250 1.2376 0.15899 0.15364 -0.1001 0.0834 1.0000
18.500 1.2412 0.16195 0.15654 -0.1020 0.0763 1.0000
18.750 1.2102 0.17502 0.16982 -0.1102 0.0746 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 580 AIRFOIL (e580-il)