EPPLER 583 AIRFOIL (e583-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 583 AIRFOIL (e583-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 11.49 at α=11.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e583-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-e583-il-50000-n5.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.0876 0.12072 0.11455 -0.0832 0.9310 0.1045
-11.250 -0.0810 0.11676 0.11058 -0.0856 0.9257 0.1024
-10.750 -0.2013 0.11523 0.10877 -0.0791 0.9478 0.0490
-10.500 -0.1891 0.11085 0.10437 -0.0826 0.9413 0.0479
-10.250 -0.1801 0.10626 0.09978 -0.0866 0.9343 0.0473
-9.750 -0.1799 0.09327 0.08680 -0.0990 0.9204 0.0426
-9.500 -0.1729 0.08756 0.08106 -0.1047 0.9149 0.0425
-9.250 -0.1690 0.08338 0.07686 -0.1078 0.9065 0.0419
-9.000 -0.1695 0.07809 0.07151 -0.1127 0.8996 0.0416
-8.750 -0.1766 0.07446 0.06782 -0.1146 0.8900 0.0411
-8.500 -0.1865 0.07045 0.06369 -0.1164 0.8822 0.0407
-8.250 -0.2062 0.06811 0.06127 -0.1143 0.8711 0.0406
-8.000 -0.2126 0.06473 0.05768 -0.1143 0.8649 0.0402
-7.750 -0.2287 0.06296 0.05578 -0.1108 0.8550 0.0401
-7.500 -0.2313 0.05990 0.05244 -0.1098 0.8493 0.0399
-7.250 -0.2424 0.05814 0.05047 -0.1061 0.8407 0.0400
-6.750 -0.2347 0.05255 0.04412 -0.1031 0.8307 0.0404
-6.500 -0.2430 0.05135 0.04268 -0.0985 0.8224 0.0404
-6.250 -0.2321 0.04882 0.03970 -0.0970 0.8179 0.0406
-6.000 -0.2122 0.04608 0.03643 -0.0965 0.8148 0.0412
-5.750 -0.2152 0.04530 0.03540 -0.0921 0.8071 0.0415
-5.500 -0.1980 0.04347 0.03314 -0.0907 0.8029 0.0431
-5.250 -0.1733 0.04207 0.03160 -0.0907 0.7999 0.0462
-5.000 -0.1525 0.04077 0.02991 -0.0895 0.7960 0.0493
-4.750 -0.1460 0.04020 0.02917 -0.0862 0.7896 0.0511
-4.500 -0.1216 0.03918 0.02807 -0.0857 0.7860 0.0553
-4.250 -0.0903 0.03806 0.02681 -0.0859 0.7834 0.0626
-4.000 -0.0564 0.03700 0.02562 -0.0864 0.7813 0.0735
-3.750 -0.0649 0.03747 0.02606 -0.0810 0.7733 0.0782
-3.250 -0.0213 0.03592 0.02458 -0.0791 0.7666 0.1256
-3.000 -0.0137 0.03542 0.02437 -0.0764 0.7619 0.1653
-2.750 -0.0185 0.03522 0.02455 -0.0720 0.7552 0.2220
-2.500 -0.0181 0.03347 0.02453 -0.0676 0.7514 0.4935
-2.250 -0.0084 0.03460 0.02626 -0.0592 0.7488 0.7773
-2.000 -0.0227 0.03577 0.02736 -0.0522 0.7410 0.8130
-1.750 0.2301 0.03672 0.02700 -0.0837 0.7499 0.9513
-1.500 0.2948 0.03639 0.02627 -0.0910 0.7484 0.9644
-1.250 0.3030 0.03734 0.02713 -0.0898 0.7406 0.9755
-1.000 0.3356 0.03750 0.02708 -0.0918 0.7365 0.9830
-0.750 0.3771 0.03738 0.02673 -0.0951 0.7337 0.9881
-0.500 0.4179 0.03723 0.02636 -0.0981 0.7316 0.9927
-0.250 0.4083 0.03873 0.02786 -0.0943 0.7220 1.0000
0.000 0.4233 0.03898 0.02799 -0.0927 0.7179 1.0000
0.250 0.4293 0.03949 0.02840 -0.0899 0.7131 1.0000
0.500 0.3985 0.04085 0.02979 -0.0817 0.7036 1.0000
0.750 0.4189 0.04097 0.02978 -0.0809 0.7002 1.0000
1.250 0.3969 0.04278 0.03152 -0.0706 0.6857 1.0000
1.500 0.4204 0.04282 0.03145 -0.0701 0.6828 1.0000
1.750 0.3840 0.04431 0.03297 -0.0618 0.6720 1.0000
2.000 0.4009 0.04450 0.03307 -0.0604 0.6682 1.0000
2.250 0.3844 0.04548 0.03403 -0.0548 0.6600 1.0000
2.500 0.3886 0.04597 0.03446 -0.0519 0.6542 1.0000
2.750 0.4101 0.04607 0.03447 -0.0510 0.6508 1.0000
3.000 0.3891 0.04727 0.03565 -0.0453 0.6411 1.0000
3.250 0.4067 0.04762 0.03593 -0.0442 0.6366 1.0000
3.500 0.4349 0.04775 0.03599 -0.0443 0.6337 1.0000
3.750 0.4222 0.04932 0.03754 -0.0407 0.6231 1.0000
4.000 0.4487 0.04965 0.03781 -0.0408 0.6194 1.0000
4.250 0.4510 0.05097 0.03912 -0.0390 0.6107 1.0000
4.500 0.4721 0.05161 0.03973 -0.0389 0.6053 1.0000
4.750 0.5033 0.05184 0.03992 -0.0395 0.6022 1.0000
5.000 0.5011 0.05356 0.04164 -0.0377 0.5916 1.0000
5.250 0.5296 0.05394 0.04201 -0.0382 0.5876 1.0000
5.500 0.5339 0.05549 0.04357 -0.0370 0.5784 1.0000
5.750 0.5584 0.05606 0.04415 -0.0372 0.5731 1.0000
6.250 0.5891 0.05818 0.04630 -0.0365 0.5587 1.0000
6.500 0.6211 0.05832 0.04646 -0.0371 0.5552 1.0000
6.750 0.6207 0.06031 0.04852 -0.0359 0.5441 1.0000
7.000 0.6516 0.06047 0.04870 -0.0364 0.5403 1.0000
7.250 0.6527 0.06247 0.05075 -0.0353 0.5294 1.0000
7.500 0.6830 0.06259 0.05092 -0.0357 0.5252 1.0000
7.750 0.6846 0.06466 0.05305 -0.0349 0.5144 1.0000
8.000 0.7147 0.06472 0.05320 -0.0352 0.5101 1.0000
8.250 0.7163 0.06688 0.05543 -0.0344 0.4991 1.0000
8.500 0.7470 0.06682 0.05544 -0.0346 0.4948 1.0000
8.750 0.7480 0.06909 0.05781 -0.0339 0.4834 1.0000
9.000 0.7794 0.06890 0.05771 -0.0341 0.4793 1.0000
9.250 0.7794 0.07132 0.06021 -0.0334 0.4675 1.0000
9.500 0.8117 0.07096 0.05998 -0.0336 0.4636 1.0000
9.750 0.8109 0.07353 0.06264 -0.0330 0.4514 1.0000
10.000 0.8395 0.07340 0.06263 -0.0329 0.4467 1.0000
10.250 0.8420 0.07575 0.06508 -0.0325 0.4352 1.0000
10.750 0.8734 0.07787 0.06745 -0.0320 0.4188 1.0000
11.250 0.9053 0.07981 0.06965 -0.0314 0.4024 1.0000
11.750 0.9374 0.08161 0.07175 -0.0307 0.3861 1.0000
12.000 0.9339 0.08495 0.07520 -0.0307 0.3732 1.0000
12.500 0.9653 0.08672 0.07728 -0.0300 0.3564 1.0000
13.000 0.9978 0.08814 0.07902 -0.0292 0.3399 1.0000
13.250 0.9923 0.09205 0.08304 -0.0296 0.3269 1.0000
13.750 1.0256 0.09322 0.08455 -0.0288 0.3101 1.0000
14.000 1.0196 0.09740 0.08884 -0.0294 0.2975 1.0000
14.250 1.0543 0.09501 0.08665 -0.0282 0.2919 1.0000
14.500 1.0542 0.09819 0.08998 -0.0285 0.2802 1.0000
14.750 1.0479 0.10254 0.09445 -0.0294 0.2679 1.0000
15.000 1.1007 0.09687 0.08899 -0.0270 0.2629 1.0000
15.500 1.0771 0.10742 0.09976 -0.0295 0.2381 1.0000
15.750 1.1009 0.10653 0.09903 -0.0287 0.2293 1.0000
16.000 1.1214 0.10614 0.09877 -0.0280 0.2192 1.0000
16.250 1.1036 0.11273 0.10548 -0.0301 0.2079 1.0000
16.500 1.1113 0.11470 0.10755 -0.0304 0.1978 1.0000
16.750 1.1436 0.11200 0.10491 -0.0288 0.1873 1.0000
17.000 1.1287 0.11818 0.11123 -0.0311 0.1772 1.0000
17.250 1.1195 0.12346 0.11664 -0.0330 0.1678 1.0000
17.500 1.1394 0.12294 0.11615 -0.0324 0.1575 1.0000
17.750 1.1400 0.12626 0.11955 -0.0337 0.1479 1.0000
18.000 1.1205 0.13388 0.12730 -0.0371 0.1403 1.0000
18.250 1.1394 0.13342 0.12685 -0.0366 0.1306 1.0000
18.500 1.1134 0.14277 0.13636 -0.0412 0.1242 1.0000
18.750 1.1222 0.14449 0.13811 -0.0420 0.1163 1.0000
19.000 1.1064 0.15190 0.14563 -0.0459 0.1099 1.0000
19.250 1.1050 0.15613 0.14990 -0.0481 0.1037 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 583 AIRFOIL (e583-il)