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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 585 AIRFOIL (e585-il)