EPPLER 582 AIRFOIL (e582-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 582 AIRFOIL (e582-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 47.89 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e582-il-100000.txt Download as CSV file: xf-e582-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 582 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.2750 0.10691 0.10268 -0.0636 0.9657 0.0914
-8.500 -0.2761 0.10318 0.09897 -0.0696 0.9604 0.0957
-8.250 -0.3027 0.10044 0.09631 -0.0752 0.9510 0.0970
-8.000 -0.3322 0.09767 0.09351 -0.0798 0.9426 0.0974
-7.750 -0.2626 0.09212 0.08797 -0.0762 0.9456 0.1046
-7.500 -0.2772 0.09000 0.08589 -0.0758 0.9370 0.1065
-7.250 -0.2944 0.08605 0.08192 -0.0818 0.9305 0.1101
-7.000 -0.3274 0.08461 0.08044 -0.0801 0.9197 0.1113
-6.750 -0.3511 0.08151 0.07714 -0.0812 0.9120 0.1132
-6.500 -0.3284 0.07817 0.07400 -0.0784 0.9090 0.1165
-6.250 -0.3234 0.07543 0.07121 -0.0785 0.9040 0.1225
-6.000 -0.3373 0.07221 0.06773 -0.0795 0.8975 0.1295
-5.750 -0.3318 0.07004 0.06566 -0.0767 0.8923 0.1329
-5.500 -0.3265 0.06686 0.06220 -0.0784 0.8876 0.1453
-5.250 -0.3060 0.06412 0.05946 -0.0788 0.8842 0.1541
-5.000 -0.3167 0.06243 0.05766 -0.0754 0.8772 0.1622
-4.750 -0.3014 0.05984 0.05496 -0.0758 0.8733 0.1777
-4.500 -0.2746 0.05686 0.05190 -0.0774 0.8705 0.1968
-4.250 -0.2315 0.04584 0.03820 -0.0776 0.8663 0.0575
-4.000 -0.2126 0.04287 0.03510 -0.0770 0.8620 0.0550
-3.750 -0.1817 0.04040 0.03220 -0.0776 0.8587 0.0524
-3.500 -0.1432 0.03848 0.02984 -0.0791 0.8559 0.0530
-3.250 -0.1261 0.03779 0.02889 -0.0774 0.8508 0.0549
-3.000 -0.1045 0.03685 0.02766 -0.0761 0.8460 0.0580
-2.750 -0.0729 0.03549 0.02634 -0.0767 0.8426 0.0622
-2.500 -0.0334 0.03435 0.02522 -0.0784 0.8398 0.0758
-2.250 -0.0296 0.03433 0.02518 -0.0748 0.8331 0.0843
-2.000 -0.0044 0.03318 0.02442 -0.0747 0.8288 0.1382
-1.750 -0.0061 0.03103 0.02534 -0.0670 0.8257 0.7710
-1.500 -0.0205 0.03211 0.02641 -0.0575 0.8190 0.8399
-1.250 0.2631 0.03292 0.02616 -0.0955 0.8262 1.0000
-1.000 0.2511 0.03368 0.02688 -0.0900 0.8181 1.0000
-0.750 0.2656 0.03395 0.02701 -0.0885 0.8124 1.0000
-0.500 0.3035 0.03389 0.02676 -0.0907 0.8093 1.0000
-0.250 0.2726 0.03494 0.02782 -0.0822 0.7988 1.0000
0.000 0.3047 0.03498 0.02771 -0.0833 0.7949 1.0000
0.250 0.2845 0.03588 0.02858 -0.0765 0.7857 1.0000
0.500 0.3082 0.03604 0.02862 -0.0763 0.7806 1.0000
0.750 0.3483 0.03603 0.02848 -0.0784 0.7776 1.0000
1.000 0.3157 0.03701 0.02947 -0.0699 0.7664 1.0000
1.250 0.3566 0.03695 0.02928 -0.0720 0.7631 1.0000
1.500 0.3260 0.03789 0.03023 -0.0639 0.7519 1.0000
1.750 0.3651 0.03782 0.03005 -0.0656 0.7482 1.0000
2.000 0.3395 0.03870 0.03094 -0.0583 0.7373 1.0000
2.250 0.3763 0.03865 0.03080 -0.0596 0.7333 1.0000
2.500 0.3622 0.03954 0.03168 -0.0544 0.7226 1.0000
2.750 0.3996 0.03953 0.03159 -0.0558 0.7184 1.0000
3.000 0.3998 0.04052 0.03257 -0.0531 0.7081 1.0000
3.250 0.4376 0.04053 0.03252 -0.0546 0.7035 1.0000
3.500 0.4452 0.04155 0.03353 -0.0530 0.6934 1.0000
3.750 0.4825 0.04154 0.03349 -0.0545 0.6886 1.0000
4.000 0.4944 0.04253 0.03449 -0.0535 0.6786 1.0000
4.250 0.5320 0.04246 0.03439 -0.0549 0.6736 1.0000
4.500 0.5801 0.04190 0.03384 -0.0572 0.6710 1.0000
4.750 0.5843 0.04323 0.03519 -0.0556 0.6585 1.0000
5.000 0.6325 0.04252 0.03450 -0.0577 0.6561 1.0000
5.250 0.6388 0.04382 0.03582 -0.0563 0.6435 1.0000
5.500 0.6881 0.04286 0.03492 -0.0584 0.6413 1.0000
5.750 0.6952 0.04418 0.03627 -0.0571 0.6285 1.0000
6.000 0.7449 0.04300 0.03515 -0.0590 0.6265 1.0000
6.250 0.7531 0.04427 0.03649 -0.0578 0.6136 1.0000
6.500 0.8038 0.04278 0.03508 -0.0596 0.6117 1.0000
6.750 0.8128 0.04400 0.03636 -0.0584 0.5987 1.0000
7.000 0.8654 0.04208 0.03455 -0.0601 0.5971 1.0000
7.250 0.8750 0.04326 0.03580 -0.0589 0.5841 1.0000
7.500 0.8903 0.04403 0.03665 -0.0581 0.5725 1.0000
7.750 0.9420 0.04169 0.03446 -0.0592 0.5701 1.0000
8.000 1.0009 0.03857 0.03149 -0.0608 0.5691 1.0000
8.250 1.0704 0.03495 0.02805 -0.0636 0.5682 1.0000
8.500 1.0884 0.03507 0.02828 -0.0624 0.5560 1.0000
8.750 1.1790 0.03056 0.02398 -0.0678 0.5530 1.0000
9.000 1.2064 0.03000 0.02354 -0.0673 0.5397 1.0000
9.250 1.2413 0.02909 0.02274 -0.0677 0.5256 1.0000
9.500 1.2780 0.02814 0.02187 -0.0682 0.5096 1.0000
9.750 1.3127 0.02741 0.02116 -0.0686 0.4912 1.0000
10.000 1.3189 0.02800 0.02181 -0.0657 0.4717 1.0000
10.250 1.3361 0.02819 0.02202 -0.0642 0.4507 1.0000
10.500 1.3507 0.02860 0.02241 -0.0624 0.4290 1.0000
10.750 1.3564 0.02949 0.02329 -0.0598 0.4070 1.0000
11.000 1.3663 0.03030 0.02402 -0.0578 0.3847 1.0000
11.250 1.3670 0.03162 0.02533 -0.0550 0.3629 1.0000
11.500 1.3731 0.03278 0.02638 -0.0528 0.3409 1.0000
11.750 1.3706 0.03448 0.02811 -0.0501 0.3200 1.0000
12.000 1.3709 0.03612 0.02968 -0.0478 0.2993 1.0000
12.250 1.3698 0.03796 0.03147 -0.0456 0.2793 1.0000
12.500 1.3664 0.04004 0.03355 -0.0434 0.2599 1.0000
12.750 1.3638 0.04218 0.03563 -0.0415 0.2412 1.0000
13.000 1.3621 0.04436 0.03770 -0.0398 0.2230 1.0000
13.250 1.3567 0.04695 0.04033 -0.0381 0.2056 1.0000
13.500 1.3518 0.04964 0.04302 -0.0367 0.1886 1.0000
13.750 1.3467 0.05248 0.04584 -0.0355 0.1724 1.0000
14.000 1.3418 0.05544 0.04876 -0.0344 0.1571 1.0000
14.250 1.3372 0.05853 0.05184 -0.0336 0.1425 1.0000
14.500 1.3328 0.06172 0.05501 -0.0328 0.1288 1.0000
14.750 1.3284 0.06505 0.05833 -0.0323 0.1161 1.0000
15.000 1.3252 0.06840 0.06169 -0.0318 0.1044 1.0000
15.250 1.3232 0.07171 0.06501 -0.0315 0.0941 1.0000
15.500 1.3230 0.07487 0.06812 -0.0312 0.0847 1.0000
15.750 1.3208 0.07831 0.07160 -0.0313 0.0768 1.0000
16.000 1.3196 0.08190 0.07534 -0.0312 0.0697 1.0000
16.250 1.3241 0.08469 0.07803 -0.0311 0.0627 1.0000
16.500 1.3184 0.08892 0.08255 -0.0316 0.0582 1.0000
16.750 1.3246 0.09167 0.08520 -0.0315 0.0524 1.0000
17.000 1.3160 0.09644 0.09030 -0.0325 0.0493 1.0000
17.250 1.3159 0.09996 0.09390 -0.0332 0.0457 1.0000
17.500 1.3144 0.10402 0.09808 -0.0339 0.0425 1.0000
17.750 1.3029 0.10945 0.10382 -0.0357 0.0406 1.0000
18.000 1.2944 0.11454 0.10913 -0.0375 0.0388 1.0000
18.250 1.3036 0.11700 0.11143 -0.0377 0.0354 1.0000
18.500 1.2867 0.12351 0.11827 -0.0408 0.0349 1.0000
18.750 1.2687 0.13048 0.12554 -0.0444 0.0345 1.0000
19.000 1.2506 0.13782 0.13316 -0.0486 0.0344 1.0000
19.250 1.2318 0.14568 0.14126 -0.0532 0.0344 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 582 AIRFOIL (e582-il)