EPPLER 582 AIRFOIL (e582-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 582 AIRFOIL (e582-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.92 at α=10.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e582-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e582-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.250 -0.4099 0.11996 0.11538 -0.0123 1.0000 0.2531
-7.000 -0.4541 0.11445 0.10941 -0.0110 1.0000 0.2584
-6.750 -0.4808 0.11355 0.10863 -0.0089 1.0000 0.2673
-6.500 -0.4742 0.11061 0.10571 -0.0064 1.0000 0.2797
-6.250 -0.4829 0.10840 0.10357 -0.0038 1.0000 0.2924
-6.000 -0.5240 0.10776 0.10306 -0.0006 1.0000 0.2993
-5.750 -0.5289 0.10536 0.10071 0.0022 1.0000 0.3148
-5.500 -0.5452 0.10321 0.09864 0.0046 1.0000 0.3315
-5.250 -0.5278 0.10037 0.09583 0.0090 1.0000 0.3549
-5.000 -0.5385 0.09844 0.09397 0.0122 1.0000 0.3767
-3.000 -0.4276 0.05265 0.04427 -0.0333 1.0000 0.1113
-2.750 -0.4052 0.04992 0.04131 -0.0335 1.0000 0.1072
-2.500 -0.3799 0.04763 0.03854 -0.0336 1.0000 0.1050
-2.250 -0.3557 0.04598 0.03646 -0.0335 1.0000 0.1056
-2.000 -0.3312 0.04454 0.03461 -0.0332 1.0000 0.1086
-1.750 -0.3071 0.04338 0.03305 -0.0326 1.0000 0.1106
-1.500 -0.2846 0.04228 0.03180 -0.0320 1.0000 0.1162
-1.250 -0.2627 0.04159 0.03094 -0.0308 1.0000 0.1286
-1.000 -0.2435 0.04100 0.03043 -0.0290 1.0000 0.1460
-0.750 -0.2224 0.04044 0.03001 -0.0277 1.0000 0.1792
-0.500 -0.2036 0.03754 0.03045 -0.0246 1.0000 0.5984
-0.250 -0.2016 0.03759 0.03048 -0.0131 1.0000 1.0000
0.000 -0.1887 0.03790 0.03033 -0.0120 1.0000 1.0000
0.250 -0.1745 0.03832 0.03038 -0.0113 1.0000 1.0000
0.500 -0.1591 0.03884 0.03057 -0.0109 1.0000 1.0000
0.750 -0.1427 0.03946 0.03091 -0.0107 1.0000 1.0000
1.000 -0.1256 0.04017 0.03136 -0.0107 1.0000 1.0000
1.250 -0.1081 0.04096 0.03190 -0.0109 1.0000 1.0000
1.500 -0.0902 0.04182 0.03254 -0.0112 1.0000 1.0000
1.750 -0.0720 0.04275 0.03327 -0.0115 1.0000 1.0000
2.000 -0.0537 0.04375 0.03409 -0.0120 1.0000 1.0000
2.250 -0.0354 0.04481 0.03499 -0.0125 1.0000 1.0000
2.500 -0.0051 0.04683 0.03680 -0.0154 0.9953 1.0000
2.750 0.0269 0.04895 0.03875 -0.0186 0.9869 1.0000
3.000 0.0566 0.05094 0.04060 -0.0215 0.9778 1.0000
3.250 0.0872 0.05314 0.04265 -0.0244 0.9689 1.0000
3.500 0.1236 0.05598 0.04534 -0.0284 0.9585 1.0000
3.750 0.1498 0.05760 0.04690 -0.0305 0.9459 1.0000
4.000 0.1737 0.05914 0.04837 -0.0322 0.9332 1.0000
4.250 0.1965 0.06078 0.04995 -0.0338 0.9207 1.0000
4.500 0.2205 0.06263 0.05176 -0.0355 0.9083 1.0000
4.750 0.2471 0.06485 0.05393 -0.0377 0.8970 1.0000
5.000 0.2800 0.06761 0.05664 -0.0408 0.8846 1.0000
5.250 0.3047 0.06951 0.05854 -0.0425 0.8705 1.0000
5.500 0.3239 0.07104 0.06007 -0.0434 0.8563 1.0000
5.750 0.3420 0.07267 0.06171 -0.0441 0.8426 1.0000
6.000 0.3612 0.07451 0.06357 -0.0451 0.8288 1.0000
6.250 0.3808 0.07648 0.06557 -0.0461 0.8153 1.0000
6.500 0.4012 0.07861 0.06773 -0.0473 0.8023 1.0000
6.750 0.4238 0.08094 0.07010 -0.0488 0.7894 1.0000
7.000 0.4478 0.08336 0.07256 -0.0504 0.7757 1.0000
7.250 0.4705 0.08567 0.07492 -0.0517 0.7611 1.0000
7.500 0.4934 0.08802 0.07732 -0.0531 0.7465 1.0000
7.750 0.5130 0.09018 0.07957 -0.0540 0.7313 1.0000
8.000 0.5318 0.09234 0.08181 -0.0548 0.7159 1.0000
8.250 0.5489 0.09441 0.08395 -0.0554 0.7003 1.0000
8.500 0.5648 0.09649 0.08610 -0.0559 0.6846 1.0000
8.750 0.5755 0.09798 0.08767 -0.0556 0.6643 1.0000
9.000 0.6768 0.09246 0.08228 -0.0550 0.5779 1.0000
9.250 0.6965 0.09406 0.08401 -0.0553 0.5631 1.0000
9.500 0.7166 0.09567 0.08573 -0.0555 0.5485 1.0000
9.750 0.7370 0.09726 0.08745 -0.0557 0.5340 1.0000
10.000 0.7575 0.09879 0.08911 -0.0558 0.5196 1.0000
10.250 0.7803 0.10017 0.09065 -0.0560 0.5056 1.0000
10.500 0.8033 0.10139 0.09203 -0.0560 0.4913 1.0000
10.750 0.8146 0.10356 0.09433 -0.0559 0.4777 1.0000
11.000 0.8191 0.10630 0.09719 -0.0559 0.4640 1.0000
11.250 0.8213 0.10946 0.10048 -0.0560 0.4510 1.0000
11.500 0.8286 0.11220 0.10335 -0.0561 0.4378 1.0000
11.750 0.8386 0.11478 0.10606 -0.0563 0.4248 1.0000
12.000 0.8514 0.11709 0.10851 -0.0564 0.4115 1.0000
12.250 0.8663 0.11912 0.11069 -0.0563 0.3978 1.0000
12.500 0.8838 0.12085 0.11260 -0.0561 0.3843 1.0000
12.750 0.9016 0.12236 0.11429 -0.0557 0.3703 1.0000
13.000 0.9235 0.12332 0.11544 -0.0551 0.3564 1.0000
13.250 0.8863 0.13234 0.12442 -0.0582 0.3493 1.0000
13.500 0.8964 0.13515 0.12737 -0.0585 0.3370 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 582 AIRFOIL (e582-il)