Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to EPPLER 583 AIRFOIL (e583-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 583 AIRFOIL (e583-il)