EPPLER 585 AIRFOIL (e585-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 585 AIRFOIL (e585-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 8.01 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e585-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e585-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.4471 0.12259 0.11740 -0.0173 1.0000 0.2349
-7.500 -0.4296 0.11865 0.11346 -0.0147 1.0000 0.2475
-7.250 -0.4704 0.11878 0.11376 -0.0133 1.0000 0.2509
-7.000 -0.4556 0.11522 0.11019 -0.0108 1.0000 0.2648
-6.750 -0.4522 0.11238 0.10739 -0.0086 1.0000 0.2749
-6.500 -0.4928 0.11222 0.10737 -0.0060 1.0000 0.2820
-6.250 -0.4873 0.10931 0.10449 -0.0035 1.0000 0.2964
-6.000 -0.4877 0.10681 0.10204 -0.0008 1.0000 0.3100
-5.750 -0.4948 0.10468 0.09998 0.0021 1.0000 0.3237
-5.500 -0.5059 0.10272 0.09809 0.0054 1.0000 0.3397
-5.250 -0.5175 0.10092 0.09637 0.0088 1.0000 0.3575
-5.000 -0.5519 0.09949 0.09504 0.0109 1.0000 0.3779
-4.750 -0.5342 0.09708 0.09266 0.0162 1.0000 0.4078
-3.500 -0.4556 0.05715 0.04975 -0.0384 1.0000 0.1276
-3.250 -0.4249 0.05368 0.04541 -0.0396 1.0000 0.1110
-3.000 -0.4034 0.05062 0.04224 -0.0398 1.0000 0.1075
-2.750 -0.3781 0.04822 0.03939 -0.0403 1.0000 0.1060
-2.500 -0.3525 0.04630 0.03699 -0.0406 1.0000 0.1068
-2.250 -0.3273 0.04467 0.03492 -0.0405 1.0000 0.1078
-2.000 -0.3022 0.04329 0.03312 -0.0401 1.0000 0.1094
-1.750 -0.2793 0.04212 0.03180 -0.0396 1.0000 0.1152
-1.500 -0.2569 0.04144 0.03091 -0.0388 1.0000 0.1253
-1.250 -0.2363 0.04073 0.03020 -0.0373 1.0000 0.1404
-1.000 -0.2156 0.04009 0.02971 -0.0359 1.0000 0.1683
-0.750 -0.1822 0.03831 0.02909 -0.0373 1.0000 0.3059
-0.500 -0.2147 0.03705 0.03046 -0.0193 1.0000 0.8811
-0.250 -0.1961 0.03639 0.02934 -0.0169 1.0000 1.0000
0.000 -0.1781 0.03690 0.02939 -0.0170 1.0000 1.0000
0.250 -0.1591 0.03752 0.02962 -0.0173 1.0000 1.0000
0.500 -0.1395 0.03823 0.03000 -0.0178 1.0000 1.0000
0.750 -0.1195 0.03903 0.03051 -0.0185 1.0000 1.0000
1.000 -0.0993 0.03990 0.03111 -0.0192 1.0000 1.0000
1.250 -0.0791 0.04084 0.03179 -0.0200 1.0000 1.0000
1.500 -0.0589 0.04184 0.03258 -0.0208 1.0000 1.0000
1.750 -0.0388 0.04290 0.03344 -0.0216 1.0000 1.0000
2.000 -0.0190 0.04403 0.03438 -0.0225 1.0000 1.0000
2.250 0.0007 0.04520 0.03538 -0.0233 1.0000 1.0000
2.500 0.0270 0.04690 0.03691 -0.0255 0.9968 1.0000
2.750 0.0609 0.04918 0.03901 -0.0291 0.9886 1.0000
3.000 0.0926 0.05140 0.04108 -0.0324 0.9798 1.0000
3.250 0.1270 0.05397 0.04350 -0.0361 0.9705 1.0000
3.500 0.1616 0.05650 0.04591 -0.0398 0.9589 1.0000
3.750 0.1883 0.05822 0.04755 -0.0420 0.9461 1.0000
4.000 0.2130 0.05990 0.04916 -0.0439 0.9331 1.0000
4.250 0.2371 0.06166 0.05088 -0.0457 0.9200 1.0000
4.500 0.2610 0.06354 0.05272 -0.0474 0.9073 1.0000
4.750 0.2862 0.06562 0.05476 -0.0493 0.8948 1.0000
5.000 0.3143 0.06802 0.05713 -0.0517 0.8825 1.0000
5.250 0.3449 0.07061 0.05969 -0.0544 0.8690 1.0000
5.500 0.3721 0.07287 0.06196 -0.0565 0.8545 1.0000
5.750 0.3911 0.07448 0.06359 -0.0573 0.8400 1.0000
6.000 0.4106 0.07629 0.06541 -0.0582 0.8253 1.0000
6.250 0.4287 0.07813 0.06730 -0.0589 0.8110 1.0000
6.500 0.4476 0.08010 0.06930 -0.0598 0.7966 1.0000
6.750 0.4658 0.08214 0.07138 -0.0606 0.7824 1.0000
7.000 0.4851 0.08427 0.07355 -0.0616 0.7677 1.0000
7.250 0.5032 0.08644 0.07578 -0.0624 0.7535 1.0000
7.500 0.5224 0.08863 0.07805 -0.0633 0.7384 1.0000
7.750 0.5413 0.09087 0.08035 -0.0641 0.7231 1.0000
8.000 0.6382 0.08703 0.07658 -0.0649 0.6310 1.0000
8.250 0.6677 0.08823 0.07787 -0.0655 0.6140 1.0000
8.500 0.6965 0.08941 0.07916 -0.0661 0.5979 1.0000
8.750 0.7195 0.09079 0.08066 -0.0663 0.5828 1.0000
9.000 0.7324 0.09267 0.08264 -0.0662 0.5687 1.0000
9.250 0.7535 0.09409 0.08418 -0.0663 0.5537 1.0000
9.500 0.7671 0.09600 0.08621 -0.0662 0.5395 1.0000
9.750 0.7827 0.09779 0.08814 -0.0661 0.5250 1.0000
10.000 0.7937 0.09999 0.09046 -0.0660 0.5113 1.0000
10.250 0.8096 0.10178 0.09239 -0.0659 0.4967 1.0000
10.500 0.8208 0.10408 0.09481 -0.0659 0.4831 1.0000
10.750 0.8344 0.10614 0.09702 -0.0658 0.4690 1.0000
11.000 0.8469 0.10836 0.09938 -0.0657 0.4554 1.0000
11.250 0.8608 0.11044 0.10160 -0.0656 0.4414 1.0000
11.500 0.8753 0.11246 0.10378 -0.0655 0.4277 1.0000
11.750 0.8910 0.11434 0.10581 -0.0653 0.4140 1.0000
12.000 0.9082 0.11598 0.10763 -0.0650 0.4001 1.0000
12.250 0.9273 0.11732 0.10915 -0.0645 0.3861 1.0000
12.500 0.9465 0.11845 0.11045 -0.0638 0.3719 1.0000
12.750 0.9162 0.12657 0.11857 -0.0662 0.3627 1.0000
13.000 0.9196 0.13012 0.12223 -0.0667 0.3505 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 585 AIRFOIL (e585-il)