EPPLER 583 AIRFOIL (e583-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 583 AIRFOIL (e583-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 32.2 at α=12.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e583-il-100000.txt Download as CSV file: xf-e583-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 583 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.250 -0.2423 0.14910 0.14435 -0.0545 1.0000 0.0649
-13.000 -0.2509 0.14824 0.14364 -0.0526 1.0000 0.0661
-12.750 -0.2869 0.15195 0.14758 -0.0445 0.9989 0.0655
-12.500 -0.2748 0.14777 0.14339 -0.0514 0.9942 0.0684
-12.250 -0.2797 0.14465 0.14030 -0.0613 0.9876 0.0696
-12.000 -0.2413 0.13775 0.13336 -0.0611 0.9847 0.0720
-11.750 -0.2200 0.13350 0.12908 -0.0647 0.9794 0.0755
-11.500 -0.2071 0.12930 0.12487 -0.0702 0.9739 0.0791
-11.250 -0.2204 0.12624 0.12186 -0.0806 0.9657 0.0814
-11.000 -0.1793 0.12015 0.11572 -0.0787 0.9628 0.0855
-10.750 -0.1605 0.11594 0.11149 -0.0833 0.9592 0.0899
-10.500 -0.1663 0.11247 0.10805 -0.0910 0.9509 0.0940
-10.250 -0.1571 0.10690 0.10249 -0.0967 0.9470 0.0959
-10.000 -0.1195 0.10266 0.09819 -0.0969 0.9452 0.1009
-9.750 -0.1136 0.09895 0.09449 -0.1017 0.9380 0.1064
-9.500 -0.1338 0.09303 0.08863 -0.1149 0.9310 0.1098
-9.250 -0.0821 0.08961 0.08513 -0.1109 0.9303 0.1149
-9.000 -0.0804 0.08614 0.08167 -0.1149 0.9217 0.1212
-8.750 -0.1285 0.08203 0.07753 -0.1257 0.9082 0.1240
-8.500 -0.0612 0.07787 0.07337 -0.1223 0.9106 0.1307
-8.250 -0.0784 0.07400 0.06952 -0.1272 0.9009 0.1373
-8.000 -0.1276 0.07317 0.06863 -0.1260 0.8874 0.1390
-7.750 -0.1017 0.06860 0.06410 -0.1269 0.8845 0.1445
-7.500 -0.1031 0.06666 0.06213 -0.1258 0.8779 0.1498
-7.250 -0.1642 0.06796 0.06312 -0.1213 0.8663 0.1558
-7.000 -0.1239 0.06244 0.05779 -0.1228 0.8651 0.1624
-6.750 -0.1498 0.06272 0.05809 -0.1162 0.8551 0.1641
-6.500 -0.1579 0.06047 0.05568 -0.1149 0.8500 0.1762
-6.250 -0.1789 0.06062 0.05588 -0.1083 0.8422 0.1780
-5.750 -0.1927 0.04762 0.04089 -0.1021 0.8318 0.0675
-5.250 -0.2314 0.04681 0.03976 -0.0883 0.8181 0.0621
-5.000 -0.1997 0.04324 0.03555 -0.0886 0.8159 0.0559
-4.750 -0.2161 0.04345 0.03564 -0.0823 0.8101 0.0552
-4.500 -0.2113 0.04235 0.03420 -0.0789 0.8055 0.0537
-4.250 -0.1846 0.04046 0.03187 -0.0784 0.8022 0.0531
-4.000 -0.1494 0.03904 0.03015 -0.0793 0.7998 0.0566
-3.750 -0.1071 0.03727 0.02806 -0.0810 0.7982 0.0604
-3.500 -0.1353 0.03859 0.02938 -0.0734 0.7913 0.0607
-3.250 -0.1152 0.03793 0.02872 -0.0723 0.7873 0.0643
-3.000 -0.0865 0.03709 0.02788 -0.0724 0.7845 0.0730
-2.750 -0.0507 0.03600 0.02686 -0.0733 0.7823 0.0935
-2.500 -0.0572 0.03651 0.02750 -0.0688 0.7768 0.1054
-2.250 -0.0492 0.03624 0.02747 -0.0663 0.7723 0.1424
-2.000 -0.0472 0.03351 0.02743 -0.0622 0.7693 0.5843
-1.750 -0.0539 0.03484 0.02917 -0.0512 0.7661 0.8231
-1.500 -0.0680 0.03600 0.03031 -0.0432 0.7610 0.8567
-1.250 0.4457 0.03402 0.02677 -0.1190 0.7703 1.0000
-1.000 0.4719 0.03395 0.02656 -0.1193 0.7672 1.0000
-0.750 0.3755 0.03756 0.03036 -0.1012 0.7547 1.0000
-0.500 0.3995 0.03764 0.03031 -0.1011 0.7511 1.0000
-0.250 0.3591 0.03952 0.03222 -0.0918 0.7429 1.0000
0.000 0.3496 0.04046 0.03312 -0.0870 0.7366 1.0000
0.250 0.3835 0.04035 0.03287 -0.0882 0.7334 1.0000
0.500 0.4264 0.04011 0.03249 -0.0906 0.7313 1.0000
0.750 0.3432 0.04283 0.03533 -0.0759 0.7193 1.0000
1.000 0.3809 0.04269 0.03507 -0.0773 0.7163 1.0000
1.250 0.3269 0.04466 0.03710 -0.0670 0.7067 1.0000
1.500 0.3464 0.04488 0.03722 -0.0660 0.7019 1.0000
1.750 0.3881 0.04472 0.03695 -0.0678 0.6992 1.0000
2.000 0.3275 0.04662 0.03891 -0.0569 0.6887 1.0000
2.250 0.3547 0.04669 0.03889 -0.0568 0.6845 1.0000
2.500 0.3305 0.04781 0.04001 -0.0505 0.6766 1.0000
2.750 0.3351 0.04826 0.04041 -0.0477 0.6705 1.0000
3.000 0.3740 0.04813 0.04019 -0.0487 0.6670 1.0000
3.250 0.3372 0.04961 0.04168 -0.0417 0.6568 1.0000
3.500 0.3686 0.04977 0.04177 -0.0421 0.6522 1.0000
3.750 0.3683 0.05100 0.04298 -0.0399 0.6436 1.0000
4.000 0.3921 0.05156 0.04349 -0.0401 0.6376 1.0000
4.250 0.4377 0.05142 0.04329 -0.0420 0.6343 1.0000
4.500 0.4260 0.05339 0.04527 -0.0395 0.6230 1.0000
4.750 0.4672 0.05336 0.04520 -0.0410 0.6192 1.0000
5.000 0.4647 0.05519 0.04703 -0.0395 0.6084 1.0000
5.250 0.5027 0.05522 0.04703 -0.0407 0.6039 1.0000
5.500 0.5061 0.05692 0.04875 -0.0397 0.5939 1.0000
5.750 0.5397 0.05711 0.04894 -0.0406 0.5888 1.0000
6.000 0.5773 0.05712 0.04895 -0.0416 0.5847 1.0000
6.250 0.5779 0.05900 0.05085 -0.0406 0.5737 1.0000
6.500 0.6024 0.05966 0.05152 -0.0408 0.5671 1.0000
6.750 0.6177 0.06078 0.05266 -0.0406 0.5585 1.0000
7.000 0.6623 0.06007 0.05199 -0.0418 0.5556 1.0000
7.250 0.6586 0.06243 0.05438 -0.0406 0.5433 1.0000
7.500 0.7022 0.06164 0.05362 -0.0416 0.5404 1.0000
7.750 0.6996 0.06401 0.05605 -0.0406 0.5281 1.0000
8.000 0.7426 0.06308 0.05517 -0.0414 0.5253 1.0000
8.250 0.7411 0.06544 0.05758 -0.0405 0.5129 1.0000
8.500 0.7845 0.06429 0.05650 -0.0412 0.5101 1.0000
8.750 0.7824 0.06679 0.05905 -0.0403 0.4976 1.0000
9.000 0.8268 0.06533 0.05767 -0.0408 0.4950 1.0000
9.250 0.8243 0.06794 0.06034 -0.0400 0.4822 1.0000
9.500 0.8704 0.06602 0.05853 -0.0403 0.4797 1.0000
9.750 0.8671 0.06883 0.06139 -0.0395 0.4669 1.0000
10.000 0.9138 0.06657 0.05926 -0.0397 0.4645 1.0000
10.250 0.9105 0.06942 0.06218 -0.0389 0.4515 1.0000
10.500 0.9593 0.06663 0.05952 -0.0389 0.4494 1.0000
10.750 1.0123 0.06316 0.05620 -0.0389 0.4483 1.0000
11.000 1.0686 0.05894 0.05214 -0.0389 0.4478 1.0000
11.250 1.1344 0.05381 0.04721 -0.0392 0.4476 1.0000
11.500 1.1289 0.05640 0.04987 -0.0378 0.4336 1.0000
11.750 1.2214 0.04863 0.04233 -0.0391 0.4337 1.0000
12.000 1.2275 0.04982 0.04361 -0.0377 0.4207 1.0000
12.250 1.3014 0.04453 0.03846 -0.0389 0.4115 1.0000
12.500 1.3461 0.04231 0.03629 -0.0391 0.3972 1.0000
12.750 1.3646 0.04238 0.03640 -0.0382 0.3813 1.0000
13.000 1.3758 0.04309 0.03712 -0.0369 0.3649 1.0000
13.250 1.3829 0.04416 0.03821 -0.0354 0.3482 1.0000
13.500 1.3875 0.04549 0.03954 -0.0339 0.3314 1.0000
13.750 1.3904 0.04703 0.04106 -0.0325 0.3146 1.0000
14.000 1.3919 0.04875 0.04275 -0.0311 0.2979 1.0000
14.250 1.3919 0.05069 0.04467 -0.0298 0.2814 1.0000
14.500 1.3907 0.05283 0.04678 -0.0286 0.2652 1.0000
14.750 1.3883 0.05518 0.04908 -0.0275 0.2493 1.0000
15.000 1.3848 0.05775 0.05162 -0.0265 0.2339 1.0000
15.250 1.3796 0.06059 0.05444 -0.0257 0.2188 1.0000
15.500 1.3735 0.06368 0.05753 -0.0251 0.2045 1.0000
15.750 1.3666 0.06698 0.06083 -0.0246 0.1907 1.0000
16.000 1.3600 0.07039 0.06425 -0.0243 0.1773 1.0000
16.250 1.3537 0.07387 0.06775 -0.0242 0.1644 1.0000
16.500 1.3476 0.07745 0.07133 -0.0242 0.1520 1.0000
16.750 1.3425 0.08099 0.07485 -0.0243 0.1403 1.0000
17.000 1.3386 0.08444 0.07827 -0.0245 0.1292 1.0000
17.250 1.3364 0.08771 0.08144 -0.0247 0.1183 1.0000
17.500 1.3285 0.09195 0.08579 -0.0254 0.1094 1.0000
17.750 1.3241 0.09580 0.08972 -0.0260 0.1006 1.0000
18.000 1.3237 0.09901 0.09286 -0.0264 0.0921 1.0000
18.250 1.3201 0.10280 0.09671 -0.0273 0.0849 1.0000
18.500 1.3166 0.10670 0.10072 -0.0282 0.0786 1.0000
18.750 1.3239 0.10878 0.10264 -0.0284 0.0713 1.0000
19.000 1.3121 0.11416 0.10834 -0.0303 0.0677 1.0000
19.250 1.3216 0.11590 0.10989 -0.0305 0.0614 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 583 AIRFOIL (e583-il)