EPPLER 582 AIRFOIL (e582-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 582 AIRFOIL (e582-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 20.68 at α=11.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e582-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-e582-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.3138 0.14107 0.13462 -0.0440 1.0000 0.0928
-11.000 -0.3259 0.13994 0.13359 -0.0424 1.0000 0.0946
-10.750 -0.3384 0.13860 0.13235 -0.0445 0.9977 0.0968
-10.500 -0.3382 0.13522 0.12901 -0.0505 0.9917 0.0975
-10.000 -0.3140 0.12591 0.11972 -0.0566 0.9821 0.0984
-9.750 -0.2894 0.11863 0.11230 -0.0579 0.9780 0.0657
-9.250 -0.2860 0.10711 0.10079 -0.0679 0.9655 0.0458
-9.000 -0.2759 0.10310 0.09678 -0.0706 0.9605 0.0449
-8.750 -0.2725 0.09916 0.09285 -0.0732 0.9538 0.0443
-8.500 -0.2688 0.09488 0.08859 -0.0767 0.9476 0.0436
-8.250 -0.2700 0.09060 0.08433 -0.0798 0.9406 0.0426
-8.000 -0.2750 0.08599 0.07973 -0.0837 0.9331 0.0419
-7.500 -0.3108 0.07538 0.06878 -0.0891 0.9149 0.0373
-7.250 -0.3209 0.07254 0.06582 -0.0877 0.9059 0.0373
-7.000 -0.3149 0.06862 0.06168 -0.0891 0.9010 0.0372
-6.750 -0.3227 0.06613 0.05901 -0.0867 0.8925 0.0372
-6.500 -0.3146 0.06262 0.05522 -0.0871 0.8875 0.0371
-6.250 -0.3125 0.05962 0.05187 -0.0857 0.8811 0.0373
-6.000 -0.3061 0.05663 0.04847 -0.0846 0.8750 0.0375
-5.750 -0.2877 0.05337 0.04490 -0.0852 0.8713 0.0378
-5.500 -0.2792 0.05109 0.04230 -0.0834 0.8653 0.0380
-5.250 -0.2634 0.04864 0.03947 -0.0826 0.8601 0.0381
-5.000 -0.2384 0.04611 0.03651 -0.0831 0.8567 0.0386
-4.750 -0.2164 0.04411 0.03418 -0.0828 0.8527 0.0394
-4.500 -0.2020 0.04279 0.03261 -0.0810 0.8468 0.0412
-4.250 -0.1748 0.04119 0.03059 -0.0811 0.8430 0.0443
-4.000 -0.1429 0.03948 0.02852 -0.0816 0.8403 0.0478
-3.750 -0.1272 0.03865 0.02758 -0.0796 0.8348 0.0506
-3.500 -0.1045 0.03786 0.02655 -0.0784 0.8301 0.0562
-3.250 -0.0763 0.03693 0.02557 -0.0782 0.8268 0.0644
-3.000 -0.0448 0.03594 0.02445 -0.0784 0.8242 0.0808
-2.750 -0.0379 0.03573 0.02423 -0.0753 0.8171 0.0951
-2.500 -0.0159 0.03479 0.02352 -0.0746 0.8128 0.1362
-2.250 0.0061 0.03282 0.02274 -0.0749 0.8098 0.3114
-2.000 -0.0120 0.03251 0.02438 -0.0633 0.8033 0.6514
-1.750 -0.0071 0.03328 0.02489 -0.0579 0.7976 0.8175
-1.500 0.2464 0.03389 0.02417 -0.0922 0.8096 0.9916
-1.250 0.2698 0.03428 0.02434 -0.0930 0.8030 1.0000
-1.000 0.2817 0.03452 0.02441 -0.0911 0.7970 1.0000
-0.750 0.3094 0.03450 0.02416 -0.0916 0.7936 1.0000
-0.500 0.2932 0.03528 0.02489 -0.0851 0.7836 1.0000
-0.250 0.3163 0.03536 0.02479 -0.0848 0.7794 1.0000
0.000 0.3067 0.03602 0.02539 -0.0795 0.7705 1.0000
0.250 0.3239 0.03621 0.02543 -0.0782 0.7654 1.0000
0.500 0.3259 0.03668 0.02581 -0.0747 0.7582 1.0000
0.750 0.3327 0.03705 0.02610 -0.0718 0.7515 1.0000
1.000 0.3586 0.03711 0.02602 -0.0718 0.7478 1.0000
1.250 0.3429 0.03786 0.02674 -0.0657 0.7376 1.0000
1.500 0.3661 0.03797 0.02673 -0.0652 0.7334 1.0000
1.750 0.3558 0.03865 0.02738 -0.0600 0.7239 1.0000
2.000 0.3766 0.03883 0.02746 -0.0591 0.7191 1.0000
2.250 0.3777 0.03946 0.02804 -0.0558 0.7106 1.0000
2.500 0.3973 0.03979 0.02830 -0.0550 0.7048 1.0000
2.750 0.4253 0.03997 0.02840 -0.0554 0.7007 1.0000
3.000 0.4285 0.04086 0.02927 -0.0529 0.6907 1.0000
3.250 0.4606 0.04099 0.02934 -0.0537 0.6869 1.0000
3.500 0.4656 0.04202 0.03036 -0.0517 0.6766 1.0000
3.750 0.4973 0.04218 0.03048 -0.0526 0.6723 1.0000
4.000 0.5058 0.04323 0.03153 -0.0511 0.6624 1.0000
4.250 0.5372 0.04340 0.03168 -0.0519 0.6576 1.0000
4.500 0.5476 0.04446 0.03275 -0.0508 0.6477 1.0000
4.750 0.5790 0.04461 0.03293 -0.0515 0.6428 1.0000
5.000 0.5901 0.04571 0.03406 -0.0505 0.6326 1.0000
5.250 0.6223 0.04579 0.03416 -0.0513 0.6277 1.0000
5.500 0.6328 0.04696 0.03537 -0.0503 0.6170 1.0000
5.750 0.6671 0.04686 0.03534 -0.0511 0.6124 1.0000
6.000 0.6766 0.04813 0.03666 -0.0501 0.6009 1.0000
6.250 0.7128 0.04783 0.03643 -0.0509 0.5969 1.0000
6.500 0.7215 0.04917 0.03783 -0.0499 0.5848 1.0000
7.000 0.7675 0.05005 0.03892 -0.0496 0.5685 1.0000
7.250 0.7788 0.05129 0.04024 -0.0488 0.5568 1.0000
7.500 0.8148 0.05070 0.03979 -0.0492 0.5523 1.0000
7.750 0.8243 0.05206 0.04126 -0.0483 0.5397 1.0000
8.000 0.8375 0.05318 0.04248 -0.0476 0.5282 1.0000
8.250 0.8724 0.05241 0.04188 -0.0477 0.5229 1.0000
8.500 0.8828 0.05373 0.04332 -0.0468 0.5102 1.0000
9.000 0.9322 0.05364 0.04353 -0.0460 0.4931 1.0000
9.250 0.9432 0.05488 0.04493 -0.0451 0.4802 1.0000
9.500 0.9575 0.05581 0.04600 -0.0443 0.4682 1.0000
9.750 0.9972 0.05405 0.04444 -0.0440 0.4625 1.0000
10.250 1.0232 0.05603 0.04675 -0.0423 0.4362 1.0000
10.500 1.0409 0.05653 0.04741 -0.0415 0.4240 1.0000
10.750 1.0690 0.05583 0.04689 -0.0408 0.4132 1.0000
11.000 1.1025 0.05451 0.04577 -0.0401 0.4021 1.0000
11.250 1.1189 0.05506 0.04646 -0.0391 0.3876 1.0000
11.500 1.1365 0.05547 0.04701 -0.0382 0.3727 1.0000
11.750 1.1545 0.05584 0.04750 -0.0373 0.3573 1.0000
12.000 1.1689 0.05661 0.04839 -0.0363 0.3411 1.0000
12.250 1.1771 0.05810 0.04999 -0.0353 0.3246 1.0000
12.500 1.1841 0.05974 0.05173 -0.0344 0.3079 1.0000
12.750 1.1908 0.06147 0.05355 -0.0335 0.2914 1.0000
13.000 1.1967 0.06331 0.05547 -0.0327 0.2750 1.0000
13.250 1.2015 0.06532 0.05754 -0.0319 0.2590 1.0000
13.500 1.2050 0.06754 0.05985 -0.0313 0.2434 1.0000
13.750 1.2071 0.06998 0.06236 -0.0308 0.2281 1.0000
14.000 1.2078 0.07268 0.06512 -0.0304 0.2134 1.0000
14.250 1.2073 0.07562 0.06812 -0.0302 0.1991 1.0000
14.500 1.2058 0.07878 0.07134 -0.0302 0.1856 1.0000
14.750 1.2037 0.08211 0.07475 -0.0303 0.1727 1.0000
15.000 1.2011 0.08560 0.07829 -0.0307 0.1603 1.0000
15.250 1.1987 0.08913 0.08185 -0.0311 0.1487 1.0000
15.500 1.1971 0.09255 0.08527 -0.0316 0.1377 1.0000
15.750 1.1922 0.09676 0.08962 -0.0325 0.1275 1.0000
16.000 1.1869 0.10115 0.09416 -0.0337 0.1182 1.0000
16.250 1.1849 0.10493 0.09795 -0.0347 0.1095 1.0000
16.500 1.1806 0.10922 0.10235 -0.0361 0.1013 1.0000
16.750 1.1750 0.11401 0.10729 -0.0378 0.0943 1.0000
17.000 1.1759 0.11730 0.11051 -0.0389 0.0872 1.0000
17.250 1.1663 0.12324 0.11674 -0.0414 0.0821 1.0000
17.500 1.1663 0.12694 0.12044 -0.0430 0.0762 1.0000
17.750 1.1584 0.13267 0.12637 -0.0457 0.0722 1.0000
18.000 1.1473 0.13928 0.13322 -0.0491 0.0688 1.0000
18.250 1.1557 0.14109 0.13488 -0.0498 0.0635 1.0000
18.500 1.1376 0.14979 0.14390 -0.0548 0.0620 1.0000
18.750 1.1154 0.16000 0.15434 -0.0609 0.0612 1.0000
19.000 1.0857 0.17330 0.16775 -0.0689 0.0613 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 582 AIRFOIL (e582-il)