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

EPPLER 585 AIRFOIL (e585-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 585 AIRFOIL (e585-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 21.17 at α=12°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e585-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-e585-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.250  -0.3128   0.14065   0.13419  -0.0451   1.0000   0.0938
 -11.000  -0.3312   0.14029   0.13396  -0.0440   1.0000   0.0953
 -10.750  -0.3447   0.13907   0.13284  -0.0442   0.9990   0.0959
 -10.250  -0.3129   0.12935   0.12313  -0.0489   0.9901   0.0992
 -10.000  -0.2977   0.12533   0.11909  -0.0515   0.9855   0.1017
  -9.000  -0.2862   0.10168   0.09539  -0.0728   0.9606   0.0455
  -8.750  -0.2794   0.09795   0.09167  -0.0747   0.9544   0.0451
  -8.500  -0.2737   0.09396   0.08770  -0.0774   0.9482   0.0444
  -8.250  -0.2711   0.08982   0.08356  -0.0805   0.9419   0.0437
  -8.000  -0.2752   0.08560   0.07935  -0.0836   0.9339   0.0431
  -7.750  -0.2840   0.08197   0.07570  -0.0855   0.9257   0.0425
  -7.500  -0.2900   0.07769   0.07137  -0.0880   0.9179   0.0418
  -7.250  -0.2985   0.07413   0.06771  -0.0884   0.9094   0.0410
  -7.000  -0.3003   0.06997   0.06338  -0.0899   0.9027   0.0403
  -6.750  -0.3056   0.06658   0.05979  -0.0894   0.8951   0.0396
  -6.500  -0.3046   0.06265   0.05555  -0.0897   0.8886   0.0389
  -6.250  -0.2953   0.05845   0.05091  -0.0906   0.8838   0.0382
  -6.000  -0.2948   0.05566   0.04775  -0.0885   0.8763   0.0378
  -5.750  -0.2773   0.05209   0.04364  -0.0891   0.8720   0.0374
  -5.500  -0.2606   0.04930   0.04042  -0.0888   0.8674   0.0376
  -5.250  -0.2483   0.04728   0.03809  -0.0874   0.8613   0.0380
  -5.000  -0.2240   0.04493   0.03535  -0.0878   0.8576   0.0389
  -4.750  -0.1936   0.04285   0.03289  -0.0889   0.8548   0.0415
  -4.500  -0.1818   0.04168   0.03137  -0.0866   0.8483   0.0436
  -4.250  -0.1559   0.04004   0.02929  -0.0862   0.8441   0.0462
  -4.000  -0.1263   0.03853   0.02765  -0.0865   0.8411   0.0493
  -3.750  -0.0995   0.03755   0.02640  -0.0860   0.8375   0.0552
  -3.500  -0.0861   0.03695   0.02579  -0.0837   0.8314   0.0606
  -3.250  -0.0601   0.03612   0.02481  -0.0830   0.8276   0.0709
  -3.000  -0.0308   0.03516   0.02383  -0.0833   0.8247   0.0893
  -2.750  -0.0188   0.03473   0.02343  -0.0811   0.8185   0.1129
  -2.500   0.0015   0.03357   0.02275  -0.0808   0.8138   0.1812
  -2.250   0.0100   0.03147   0.02299  -0.0770   0.8105   0.5538
  -2.000   0.0090   0.03229   0.02396  -0.0696   0.8045   0.7504
  -1.750   0.0120   0.03292   0.02445  -0.0635   0.7983   0.8140
  -1.500   0.0216   0.03324   0.02462  -0.0573   0.7945   0.8687
  -1.250   0.1587   0.03409   0.02475  -0.0734   0.7964   0.9711
  -1.000   0.2227   0.03409   0.02434  -0.0808   0.7944   0.9828
  -0.750   0.2512   0.03445   0.02447  -0.0825   0.7882   0.9918
  -0.500   0.2831   0.03470   0.02451  -0.0846   0.7830   0.9997
  -0.250   0.3066   0.03472   0.02435  -0.0845   0.7789   1.0000
   0.000   0.2908   0.03534   0.02493  -0.0783   0.7693   1.0000
   0.250   0.3090   0.03543   0.02487  -0.0773   0.7645   1.0000
   0.500   0.2993   0.03593   0.02531  -0.0721   0.7558   1.0000
   0.750   0.3126   0.03610   0.02536  -0.0703   0.7502   1.0000
   1.000   0.3144   0.03647   0.02564  -0.0669   0.7431   1.0000
   1.250   0.3223   0.03683   0.02591  -0.0644   0.7361   1.0000
   1.750   0.3499   0.03775   0.02663  -0.0618   0.7228   1.0000
   2.000   0.3793   0.03797   0.02674  -0.0626   0.7185   1.0000
   2.250   0.3900   0.03875   0.02745  -0.0612   0.7102   1.0000
   2.500   0.4164   0.03913   0.02775  -0.0617   0.7047   1.0000
   2.750   0.4488   0.03936   0.02789  -0.0628   0.7007   1.0000
   3.000   0.4581   0.04035   0.02886  -0.0615   0.6909   1.0000
   3.250   0.4928   0.04050   0.02895  -0.0628   0.6870   1.0000
   3.500   0.5019   0.04160   0.03004  -0.0616   0.6769   1.0000
   3.750   0.5356   0.04177   0.03017  -0.0627   0.6725   1.0000
   4.000   0.5468   0.04286   0.03125  -0.0617   0.6626   1.0000
   4.250   0.5795   0.04303   0.03143  -0.0627   0.6578   1.0000
   4.500   0.5915   0.04414   0.03255  -0.0619   0.6478   1.0000
   4.750   0.6240   0.04428   0.03270  -0.0627   0.6429   1.0000
   5.000   0.6357   0.04543   0.03387  -0.0618   0.6325   1.0000
   5.250   0.6694   0.04544   0.03394  -0.0627   0.6277   1.0000
   5.500   0.6799   0.04669   0.03523  -0.0617   0.6167   1.0000
   5.750   0.7156   0.04649   0.03508  -0.0626   0.6123   1.0000
   6.000   0.7249   0.04782   0.03646  -0.0615   0.6006   1.0000
   6.250   0.7626   0.04739   0.03613  -0.0623   0.5967   1.0000
   6.750   0.7840   0.04991   0.03880  -0.0604   0.5734   1.0000
   7.000   0.8180   0.04954   0.03856  -0.0608   0.5682   1.0000
   7.250   0.8284   0.05085   0.03996  -0.0598   0.5561   1.0000
   7.500   0.8665   0.05001   0.03924  -0.0603   0.5520   1.0000
   7.750   0.8757   0.05138   0.04072  -0.0592   0.5391   1.0000
   8.000   0.8871   0.05262   0.04209  -0.0583   0.5270   1.0000
   8.250   0.9252   0.05146   0.04109  -0.0584   0.5226   1.0000
   8.500   0.9349   0.05279   0.04254  -0.0573   0.5095   1.0000
   8.750   0.9471   0.05392   0.04380  -0.0564   0.4971   1.0000
   9.000   0.9870   0.05232   0.04241  -0.0562   0.4925   1.0000
   9.250   0.9979   0.05349   0.04371  -0.0552   0.4792   1.0000
   9.500   1.0107   0.05450   0.04487  -0.0542   0.4663   1.0000
   9.750   1.0270   0.05515   0.04569  -0.0533   0.4542   1.0000
  10.000   1.0699   0.05294   0.04369  -0.0529   0.4478   1.0000
  10.250   1.0837   0.05376   0.04467  -0.0519   0.4340   1.0000
  10.500   1.0992   0.05441   0.04548  -0.0509   0.4203   1.0000
  10.750   1.1162   0.05491   0.04616  -0.0499   0.4065   1.0000
  11.000   1.1345   0.05525   0.04665  -0.0489   0.3923   1.0000
  11.250   1.1530   0.05555   0.04709  -0.0479   0.3775   1.0000
  11.500   1.1709   0.05593   0.04759  -0.0468   0.3621   1.0000
  11.750   1.1881   0.05634   0.04813  -0.0458   0.3458   1.0000
  12.000   1.2043   0.05690   0.04877  -0.0447   0.3292   1.0000
  12.250   1.2163   0.05793   0.04985  -0.0436   0.3122   1.0000
  12.500   1.2202   0.05993   0.05195  -0.0426   0.2954   1.0000
  12.750   1.2242   0.06197   0.05407  -0.0417   0.2787   1.0000
  13.000   1.2277   0.06411   0.05629  -0.0408   0.2623   1.0000
  13.250   1.2305   0.06639   0.05866  -0.0401   0.2463   1.0000
  13.500   1.2321   0.06887   0.06119  -0.0394   0.2307   1.0000
  13.750   1.2326   0.07157   0.06395  -0.0390   0.2157   1.0000
  14.000   1.2321   0.07448   0.06692  -0.0387   0.2013   1.0000
  14.250   1.2307   0.07760   0.07010  -0.0385   0.1875   1.0000
  14.500   1.2285   0.08092   0.07348  -0.0385   0.1743   1.0000
  14.750   1.2260   0.08437   0.07699  -0.0387   0.1619   1.0000
  15.000   1.2232   0.08794   0.08060  -0.0391   0.1500   1.0000
  15.250   1.2211   0.09144   0.08409  -0.0395   0.1389   1.0000
  15.500   1.2167   0.09550   0.08829  -0.0403   0.1285   1.0000
  15.750   1.2113   0.09988   0.09282  -0.0413   0.1189   1.0000
  16.000   1.2082   0.10388   0.09686  -0.0423   0.1101   1.0000
  16.250   1.2057   0.10776   0.10075  -0.0434   0.1017   1.0000
  16.500   1.1991   0.11278   0.10599  -0.0451   0.0946   1.0000
  16.750   1.1984   0.11638   0.10952  -0.0463   0.0875   1.0000
  17.000   1.1899   0.12205   0.11547  -0.0486   0.0818   1.0000
  17.250   1.1917   0.12526   0.11859  -0.0498   0.0759   1.0000
  17.500   1.1803   0.13185   0.12551  -0.0530   0.0719   1.0000
  17.750   1.1773   0.13641   0.13015  -0.0552   0.0674   1.0000
  18.000   1.1736   0.14127   0.13509  -0.0576   0.0636   1.0000
  18.250   1.1574   0.14953   0.14364  -0.0622   0.0618   1.0000
  18.500   1.1376   0.15915   0.15347  -0.0679   0.0606   1.0000
  18.750   1.1077   0.17250   0.16695  -0.0760   0.0609   1.0000
<< Back to EPPLER 585 AIRFOIL (e585-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 585 AIRFOIL (e585-il)