EPPLER 585 AIRFOIL (e585-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 585 AIRFOIL (e585-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 50.35 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e585-il-100000.txt Download as CSV file: xf-e585-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 585 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.2777 0.10690 0.10268 -0.0637 0.9667 0.0933
-8.500 -0.2982 0.10326 0.09911 -0.0743 0.9593 0.0960
-8.250 -0.3249 0.10073 0.09662 -0.0775 0.9494 0.0962
-8.000 -0.2667 0.09597 0.09182 -0.0716 0.9508 0.1017
-7.750 -0.2606 0.09238 0.08823 -0.0754 0.9462 0.1064
-7.500 -0.2861 0.08998 0.08589 -0.0768 0.9366 0.1087
-7.250 -0.3206 0.08692 0.08278 -0.0818 0.9268 0.1103
-7.000 -0.3437 0.08351 0.07921 -0.0838 0.9183 0.1118
-6.750 -0.3024 0.07986 0.07576 -0.0812 0.9177 0.1167
-6.500 -0.3102 0.07759 0.07346 -0.0804 0.9110 0.1206
-6.250 -0.3344 0.07427 0.06981 -0.0833 0.9028 0.1274
-6.000 -0.3041 0.07066 0.06636 -0.0834 0.9008 0.1329
-5.750 -0.3191 0.06942 0.06506 -0.0798 0.8932 0.1371
-5.500 -0.3133 0.06601 0.06152 -0.0807 0.8885 0.1462
-4.500 -0.2327 0.04630 0.03949 -0.0850 0.8719 0.0646
-4.250 -0.1903 0.04198 0.03429 -0.0870 0.8698 0.0537
-4.000 -0.1861 0.04091 0.03295 -0.0836 0.8635 0.0532
-3.750 -0.1580 0.03931 0.03092 -0.0838 0.8596 0.0543
-3.500 -0.1206 0.03779 0.02892 -0.0849 0.8565 0.0560
-3.250 -0.0783 0.03558 0.02651 -0.0869 0.8543 0.0580
-3.000 -0.0778 0.03537 0.02631 -0.0830 0.8474 0.0594
-2.750 -0.0486 0.03475 0.02555 -0.0831 0.8433 0.0683
-2.500 -0.0121 0.03331 0.02431 -0.0845 0.8404 0.0859
-2.250 0.0020 0.03283 0.02403 -0.0827 0.8348 0.1166
-2.000 0.0106 0.02998 0.02403 -0.0798 0.8305 0.6065
-1.750 0.0100 0.03107 0.02534 -0.0707 0.8258 0.8044
-1.500 0.0033 0.03181 0.02603 -0.0630 0.8199 0.8460
-1.250 -0.0035 0.03221 0.02638 -0.0552 0.8137 0.8799
-1.000 0.0047 0.03229 0.02634 -0.0491 0.8097 0.9210
-0.750 0.2636 0.03342 0.02660 -0.0889 0.8122 1.0000
-0.500 0.2996 0.03336 0.02635 -0.0908 0.8090 1.0000
-0.250 0.2645 0.03429 0.02732 -0.0819 0.7983 1.0000
0.000 0.2952 0.03432 0.02719 -0.0829 0.7945 1.0000
0.250 0.2669 0.03512 0.02799 -0.0751 0.7847 1.0000
0.500 0.2918 0.03519 0.02794 -0.0751 0.7799 1.0000
0.750 0.2725 0.03582 0.02855 -0.0687 0.7709 1.0000
1.000 0.2911 0.03595 0.02858 -0.0677 0.7653 1.0000
1.250 0.3331 0.03592 0.02841 -0.0700 0.7623 1.0000
1.500 0.3037 0.03670 0.02920 -0.0625 0.7507 1.0000
1.750 0.3472 0.03669 0.02906 -0.0650 0.7475 1.0000
2.000 0.3411 0.03771 0.03005 -0.0617 0.7365 1.0000
2.250 0.3843 0.03772 0.02997 -0.0641 0.7329 1.0000
2.500 0.3890 0.03880 0.03102 -0.0624 0.7222 1.0000
2.750 0.4310 0.03880 0.03095 -0.0647 0.7182 1.0000
3.000 0.4406 0.03990 0.03203 -0.0637 0.7079 1.0000
3.250 0.4812 0.03990 0.03198 -0.0657 0.7035 1.0000
3.500 0.4941 0.04098 0.03305 -0.0651 0.6935 1.0000
3.750 0.5336 0.04095 0.03299 -0.0668 0.6887 1.0000
4.000 0.5810 0.04055 0.03257 -0.0693 0.6861 1.0000
4.250 0.5879 0.04185 0.03389 -0.0680 0.6738 1.0000
4.500 0.6330 0.04141 0.03345 -0.0701 0.6706 1.0000
4.750 0.6434 0.04258 0.03463 -0.0691 0.6588 1.0000
5.000 0.6873 0.04205 0.03415 -0.0709 0.6553 1.0000
5.250 0.6998 0.04312 0.03523 -0.0701 0.6438 1.0000
5.500 0.7496 0.04205 0.03421 -0.0721 0.6416 1.0000
6.000 0.8013 0.04249 0.03476 -0.0722 0.6252 1.0000
6.250 0.8170 0.04330 0.03562 -0.0715 0.6141 1.0000
6.500 0.8593 0.04227 0.03467 -0.0725 0.6099 1.0000
6.750 0.8787 0.04273 0.03521 -0.0719 0.5994 1.0000
7.000 0.8943 0.04351 0.03606 -0.0710 0.5881 1.0000
7.250 0.9436 0.04153 0.03420 -0.0721 0.5852 1.0000
7.500 1.0008 0.03873 0.03155 -0.0737 0.5842 1.0000
7.750 1.0668 0.03545 0.02844 -0.0763 0.5832 1.0000
8.000 1.1499 0.03157 0.02475 -0.0813 0.5819 1.0000
8.250 1.1635 0.03173 0.02502 -0.0792 0.5689 1.0000
8.500 1.1870 0.03136 0.02476 -0.0782 0.5566 1.0000
8.750 1.2287 0.02999 0.02352 -0.0792 0.5451 1.0000
9.000 1.2723 0.02862 0.02227 -0.0804 0.5317 1.0000
9.250 1.3020 0.02800 0.02173 -0.0800 0.5155 1.0000
9.500 1.3277 0.02760 0.02138 -0.0792 0.4975 1.0000
9.750 1.3604 0.02702 0.02078 -0.0793 0.4774 1.0000
10.000 1.3632 0.02774 0.02156 -0.0758 0.4570 1.0000
10.250 1.3776 0.02809 0.02187 -0.0738 0.4350 1.0000
10.500 1.3845 0.02888 0.02264 -0.0711 0.4129 1.0000
10.750 1.3903 0.02979 0.02350 -0.0684 0.3904 1.0000
11.000 1.3934 0.03095 0.02461 -0.0656 0.3682 1.0000
11.250 1.3947 0.03227 0.02588 -0.0628 0.3462 1.0000
11.500 1.3961 0.03372 0.02728 -0.0602 0.3247 1.0000
11.750 1.3940 0.03546 0.02900 -0.0575 0.3037 1.0000
12.000 1.3948 0.03714 0.03055 -0.0552 0.2833 1.0000
12.250 1.3904 0.03924 0.03267 -0.0529 0.2637 1.0000
12.500 1.3870 0.04140 0.03480 -0.0507 0.2447 1.0000
12.750 1.3841 0.04362 0.03695 -0.0488 0.2264 1.0000
13.000 1.3803 0.04605 0.03931 -0.0471 0.2086 1.0000
13.250 1.3751 0.04872 0.04201 -0.0455 0.1915 1.0000
13.500 1.3700 0.05152 0.04480 -0.0441 0.1751 1.0000
13.750 1.3646 0.05448 0.04775 -0.0429 0.1593 1.0000
14.000 1.3595 0.05756 0.05080 -0.0419 0.1446 1.0000
14.250 1.3547 0.06076 0.05397 -0.0410 0.1307 1.0000
14.500 1.3500 0.06408 0.05728 -0.0404 0.1177 1.0000
14.750 1.3464 0.06745 0.06065 -0.0398 0.1058 1.0000
15.000 1.3432 0.07086 0.06408 -0.0394 0.0950 1.0000
15.250 1.3418 0.07415 0.06733 -0.0391 0.0855 1.0000
15.500 1.3429 0.07718 0.07023 -0.0388 0.0763 1.0000
15.750 1.3373 0.08124 0.07457 -0.0390 0.0700 1.0000
16.000 1.3392 0.08439 0.07770 -0.0388 0.0631 1.0000
16.250 1.3366 0.08816 0.08163 -0.0391 0.0579 1.0000
16.500 1.3395 0.09140 0.08491 -0.0391 0.0526 1.0000
16.750 1.3349 0.09563 0.08939 -0.0398 0.0490 1.0000
17.000 1.3420 0.09842 0.09209 -0.0397 0.0444 1.0000
17.250 1.3317 0.10354 0.09757 -0.0410 0.0425 1.0000
17.500 1.3240 0.10840 0.10266 -0.0425 0.0403 1.0000
17.750 1.3272 0.11161 0.10586 -0.0432 0.0376 1.0000
18.000 1.3210 0.11667 0.11111 -0.0446 0.0360 1.0000
18.250 1.3041 0.12320 0.11796 -0.0476 0.0355 1.0000
18.500 1.2869 0.13012 0.12517 -0.0511 0.0350 1.0000
18.750 1.2692 0.13745 0.13277 -0.0552 0.0348 1.0000
19.000 1.2500 0.14541 0.14098 -0.0599 0.0349 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 585 AIRFOIL (e585-il)