EPPLER 584 AIRFOIL (e584-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 584 AIRFOIL (e584-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 29.91 at α=13.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e584-il-100000.txt Download as CSV file: xf-e584-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 584 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.1889 0.12690 0.12245 -0.0747 0.9688 0.0803
-11.250 -0.1893 0.12326 0.11883 -0.0824 0.9610 0.0836
-11.000 -0.1847 0.11807 0.11367 -0.0891 0.9560 0.0851
-10.750 -0.1509 0.11353 0.10908 -0.0884 0.9508 0.0879
-10.500 -0.1316 0.10942 0.10494 -0.0925 0.9467 0.0919
-10.250 -0.1333 0.10524 0.10078 -0.1013 0.9413 0.0968
-10.000 -0.1272 0.10001 0.09557 -0.1059 0.9352 0.0990
-9.750 -0.0942 0.09619 0.09170 -0.1065 0.9324 0.1028
-9.500 -0.0801 0.09181 0.08729 -0.1124 0.9290 0.1088
-9.250 -0.1219 0.08717 0.08267 -0.1254 0.9159 0.1120
-9.000 -0.0661 0.08337 0.07885 -0.1202 0.9159 0.1168
-8.750 -0.0552 0.07959 0.07504 -0.1243 0.9107 0.1231
-8.500 -0.1040 0.07610 0.07150 -0.1308 0.8977 0.1268
-8.250 -0.1470 0.07611 0.07142 -0.1268 0.8857 0.1273
-8.000 -0.0775 0.06986 0.06531 -0.1295 0.8870 0.1344
-7.750 -0.0972 0.06768 0.06304 -0.1291 0.8804 0.1402
-7.500 -0.1422 0.06834 0.06362 -0.1229 0.8690 0.1422
-5.750 -0.2151 0.05031 0.04380 -0.0959 0.8292 0.0744
-5.250 -0.2632 0.04975 0.04292 -0.0800 0.8156 0.0640
-5.000 -0.2370 0.04655 0.03925 -0.0798 0.8133 0.0587
-4.750 -0.2313 0.04519 0.03756 -0.0766 0.8093 0.0580
-4.500 -0.2481 0.04545 0.03769 -0.0703 0.8037 0.0578
-4.250 -0.2308 0.04371 0.03555 -0.0686 0.8003 0.0568
-4.000 -0.1996 0.04145 0.03273 -0.0684 0.7976 0.0552
-3.750 -0.1593 0.03948 0.03040 -0.0697 0.7955 0.0557
-3.500 -0.1618 0.03977 0.03060 -0.0655 0.7912 0.0566
-3.250 -0.1571 0.03976 0.03050 -0.0623 0.7866 0.0578
-3.000 -0.1334 0.03907 0.02963 -0.0614 0.7830 0.0629
-2.750 -0.1007 0.03828 0.02881 -0.0620 0.7802 0.0725
-2.500 -0.0645 0.03695 0.02774 -0.0630 0.7781 0.0929
-2.250 -0.0826 0.03809 0.02883 -0.0570 0.7721 0.0969
-2.000 0.4669 0.03089 0.02367 -0.1332 0.7881 1.0000
-1.750 0.4658 0.03177 0.02448 -0.1295 0.7825 1.0000
-1.500 0.4917 0.03168 0.02424 -0.1297 0.7795 1.0000
-1.250 0.4161 0.03518 0.02790 -0.1145 0.7681 1.0000
-1.000 0.4368 0.03538 0.02797 -0.1140 0.7645 1.0000
-0.750 0.3621 0.03836 0.03107 -0.0989 0.7540 1.0000
-0.500 0.3632 0.03915 0.03179 -0.0954 0.7489 1.0000
-0.250 0.4005 0.03895 0.03143 -0.0972 0.7461 1.0000
0.000 0.4386 0.03882 0.03115 -0.0991 0.7435 1.0000
0.250 0.3541 0.04200 0.03446 -0.0835 0.7317 1.0000
0.500 0.3941 0.04180 0.03412 -0.0854 0.7290 1.0000
0.750 0.3414 0.04412 0.03649 -0.0748 0.7194 1.0000
1.000 0.3621 0.04444 0.03672 -0.0741 0.7150 1.0000
1.250 0.4064 0.04419 0.03634 -0.0764 0.7123 1.0000
1.500 0.3526 0.04650 0.03870 -0.0661 0.7023 1.0000
1.750 0.3837 0.04658 0.03868 -0.0665 0.6985 1.0000
2.000 0.3621 0.04806 0.04016 -0.0605 0.6904 1.0000
2.250 0.3767 0.04856 0.04060 -0.0590 0.6852 1.0000
2.500 0.4199 0.04836 0.04030 -0.0608 0.6822 1.0000
2.750 0.3809 0.05024 0.04221 -0.0528 0.6720 1.0000
3.000 0.4183 0.05016 0.04205 -0.0538 0.6683 1.0000
3.250 0.3898 0.05180 0.04371 -0.0473 0.6587 1.0000
3.500 0.4225 0.05179 0.04363 -0.0476 0.6544 1.0000
3.750 0.4012 0.05325 0.04510 -0.0421 0.6451 1.0000
4.000 0.4301 0.05330 0.04510 -0.0419 0.6404 1.0000
4.250 0.4141 0.05457 0.04637 -0.0370 0.6309 1.0000
4.500 0.4402 0.05468 0.04644 -0.0365 0.6262 1.0000
4.750 0.4272 0.05588 0.04764 -0.0321 0.6168 1.0000
5.000 0.4555 0.05587 0.04759 -0.0317 0.6120 1.0000
5.250 0.4451 0.05717 0.04889 -0.0280 0.6023 1.0000
5.500 0.4764 0.05715 0.04886 -0.0282 0.5978 1.0000
5.750 0.4720 0.05861 0.05033 -0.0257 0.5879 1.0000
6.000 0.5066 0.05851 0.05022 -0.0262 0.5834 1.0000
6.250 0.5055 0.06010 0.05183 -0.0244 0.5731 1.0000
6.500 0.5400 0.06004 0.05177 -0.0250 0.5688 1.0000
6.750 0.5408 0.06177 0.05353 -0.0237 0.5584 1.0000
7.000 0.5760 0.06160 0.05338 -0.0243 0.5538 1.0000
7.250 0.6217 0.06082 0.05261 -0.0255 0.5514 1.0000
7.500 0.6119 0.06327 0.05511 -0.0238 0.5385 1.0000
7.750 0.6563 0.06241 0.05430 -0.0248 0.5360 1.0000
8.000 0.6486 0.06494 0.05687 -0.0234 0.5230 1.0000
8.250 0.6930 0.06388 0.05586 -0.0243 0.5205 1.0000
8.500 0.6873 0.06644 0.05847 -0.0231 0.5076 1.0000
8.750 0.7315 0.06521 0.05732 -0.0239 0.5051 1.0000
9.000 0.7267 0.06784 0.06000 -0.0229 0.4922 1.0000
9.250 0.7356 0.06950 0.06172 -0.0225 0.4824 1.0000
9.500 0.7667 0.06912 0.06143 -0.0227 0.4767 1.0000
9.750 0.8118 0.06740 0.05980 -0.0231 0.4743 1.0000
10.000 0.8072 0.07026 0.06272 -0.0224 0.4611 1.0000
10.250 0.8313 0.07039 0.06295 -0.0222 0.4543 1.0000
10.500 0.8483 0.07116 0.06381 -0.0220 0.4455 1.0000
10.750 0.8675 0.07172 0.06446 -0.0217 0.4375 1.0000
11.000 0.9432 0.06596 0.05888 -0.0222 0.4413 1.0000
11.500 0.9812 0.06638 0.05952 -0.0212 0.4245 1.0000
11.750 1.0457 0.06100 0.05432 -0.0212 0.4250 1.0000
12.000 1.1201 0.05479 0.04832 -0.0217 0.4249 1.0000
12.250 1.0469 0.06548 0.05898 -0.0196 0.3995 1.0000
12.500 1.1336 0.05738 0.05111 -0.0198 0.4003 1.0000
12.750 1.2775 0.04479 0.03873 -0.0228 0.3973 1.0000
13.000 1.3005 0.04447 0.03847 -0.0222 0.3825 1.0000
13.250 1.3223 0.04429 0.03830 -0.0215 0.3666 1.0000
13.500 1.3373 0.04471 0.03873 -0.0206 0.3502 1.0000
13.750 1.3476 0.04556 0.03957 -0.0195 0.3335 1.0000
14.000 1.3549 0.04673 0.04071 -0.0183 0.3168 1.0000
14.250 1.3616 0.04800 0.04193 -0.0172 0.2999 1.0000
14.500 1.3600 0.05006 0.04397 -0.0159 0.2839 1.0000
14.750 1.3574 0.05232 0.04621 -0.0148 0.2681 1.0000
15.000 1.3545 0.05469 0.04857 -0.0138 0.2526 1.0000
15.250 1.3509 0.05724 0.05110 -0.0129 0.2374 1.0000
15.500 1.3469 0.05991 0.05374 -0.0121 0.2224 1.0000
15.750 1.3404 0.06297 0.05683 -0.0115 0.2084 1.0000
16.000 1.3322 0.06635 0.06025 -0.0111 0.1950 1.0000
16.250 1.3256 0.06970 0.06362 -0.0108 0.1818 1.0000
16.500 1.3193 0.07313 0.06707 -0.0107 0.1690 1.0000
16.750 1.3137 0.07657 0.07051 -0.0108 0.1566 1.0000
17.000 1.3094 0.07994 0.07385 -0.0109 0.1450 1.0000
17.250 1.3066 0.08317 0.07701 -0.0111 0.1336 1.0000
17.500 1.3055 0.08622 0.07996 -0.0113 0.1222 1.0000
17.750 1.2942 0.09095 0.08491 -0.0122 0.1138 1.0000
18.000 1.2912 0.09449 0.08846 -0.0128 0.1048 1.0000
18.250 1.2923 0.09740 0.09126 -0.0132 0.0956 1.0000
18.500 1.2845 0.10187 0.09591 -0.0144 0.0890 1.0000
18.750 1.2838 0.10521 0.09927 -0.0151 0.0820 1.0000
19.000 1.2856 0.10817 0.10216 -0.0159 0.0752 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 584 AIRFOIL (e584-il)