EPPLER 587 AIRFOIL (e587-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 587 AIRFOIL (e587-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 44.79 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e587-il-100000.txt Download as CSV file: xf-e587-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 587 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.2988 0.12386 0.11954 -0.0588 0.9749 0.1017
-9.750 -0.3100 0.11964 0.11537 -0.0669 0.9710 0.1077
-9.500 -0.3477 0.11598 0.11181 -0.0737 0.9624 0.1086
-9.250 -0.2890 0.11216 0.10791 -0.0678 0.9619 0.1130
-9.000 -0.2773 0.10850 0.10424 -0.0710 0.9589 0.1186
-8.750 -0.3175 0.10532 0.10117 -0.0756 0.9502 0.1229
-8.500 -0.2987 0.10085 0.09670 -0.0758 0.9474 0.1264
-8.250 -0.2759 0.09771 0.09353 -0.0774 0.9449 0.1322
-8.000 -0.3087 0.09507 0.09098 -0.0776 0.9361 0.1367
-7.750 -0.3674 0.09133 0.08729 -0.0815 0.9279 0.1382
-7.500 -0.4196 0.08867 0.08447 -0.0832 0.9181 0.1389
-7.250 -0.3436 0.08570 0.08172 -0.0781 0.9191 0.1470
-7.000 -0.3741 0.08195 0.07794 -0.0808 0.9129 0.1512
-6.000 -0.4159 0.05423 0.04741 -0.0856 0.8914 0.0584
-5.750 -0.3914 0.05001 0.04316 -0.0868 0.8881 0.0555
-5.500 -0.3552 0.04540 0.03745 -0.0890 0.8855 0.0501
-5.250 -0.3278 0.04353 0.03515 -0.0893 0.8822 0.0497
-5.000 -0.3163 0.04206 0.03361 -0.0876 0.8775 0.0510
-4.750 -0.2901 0.04096 0.03244 -0.0879 0.8733 0.0545
-4.500 -0.2538 0.03951 0.03063 -0.0891 0.8702 0.0574
-4.250 -0.2149 0.03789 0.02898 -0.0908 0.8679 0.0613
-4.000 -0.2141 0.03768 0.02877 -0.0870 0.8619 0.0654
-3.750 -0.1892 0.03684 0.02799 -0.0869 0.8576 0.0756
-3.500 -0.1551 0.03574 0.02705 -0.0881 0.8543 0.0976
-3.250 -0.1106 0.03361 0.02583 -0.0923 0.8522 0.2112
-3.000 -0.1135 0.03320 0.02746 -0.0874 0.8462 0.6149
-2.750 -0.1043 0.03480 0.02898 -0.0820 0.8408 0.6705
-2.500 -0.0880 0.03620 0.03029 -0.0772 0.8371 0.7047
-2.250 -0.0891 0.03718 0.03122 -0.0716 0.8311 0.7242
-2.000 -0.0811 0.03800 0.03195 -0.0672 0.8256 0.7460
-1.750 -0.0684 0.03871 0.03258 -0.0625 0.8217 0.7656
-1.500 -0.0648 0.03932 0.03312 -0.0578 0.8161 0.7821
-1.250 -0.0606 0.03976 0.03350 -0.0534 0.8101 0.7979
-1.000 -0.0494 0.04009 0.03375 -0.0487 0.8060 0.8185
-0.750 -0.0480 0.04046 0.03407 -0.0435 0.8001 0.8394
-0.500 -0.0500 0.04066 0.03423 -0.0380 0.7941 0.8581
-0.250 -0.0327 0.04063 0.03409 -0.0352 0.7897 0.8745
0.000 -0.0206 0.04085 0.03422 -0.0335 0.7833 0.8817
0.250 0.0025 0.04116 0.03440 -0.0343 0.7770 0.8874
0.500 0.0399 0.04119 0.03428 -0.0361 0.7728 0.8919
0.750 0.0484 0.04164 0.03467 -0.0347 0.7648 0.8969
1.000 0.0800 0.04191 0.03482 -0.0365 0.7592 0.9012
1.250 0.1270 0.04199 0.03475 -0.0398 0.7556 0.9044
1.500 0.1251 0.04262 0.03537 -0.0372 0.7457 0.9094
1.750 0.1645 0.04275 0.03540 -0.0395 0.7411 0.9135
2.000 0.1801 0.04347 0.03606 -0.0396 0.7327 0.9176
2.250 0.2100 0.04363 0.03616 -0.0406 0.7267 0.9217
2.500 0.2563 0.04358 0.03603 -0.0435 0.7234 0.9260
2.750 0.2588 0.04458 0.03703 -0.0420 0.7123 0.9313
3.000 0.3017 0.04452 0.03691 -0.0445 0.7084 0.9352
3.250 0.3092 0.04546 0.03785 -0.0435 0.6979 0.9413
3.500 0.3503 0.04539 0.03775 -0.0457 0.6932 0.9468
3.750 0.3642 0.04631 0.03869 -0.0456 0.6835 0.9535
4.000 0.4043 0.04635 0.03872 -0.0480 0.6781 0.9593
4.250 0.4566 0.04603 0.03839 -0.0515 0.6753 0.9654
4.500 0.4682 0.04738 0.03979 -0.0520 0.6628 0.9762
4.750 0.5214 0.04682 0.03925 -0.0557 0.6598 1.0000
5.000 0.5302 0.04831 0.04076 -0.0558 0.6473 1.0000
5.250 0.5818 0.04778 0.04023 -0.0591 0.6444 1.0000
5.500 0.5926 0.04932 0.04181 -0.0594 0.6319 1.0000
5.750 0.6443 0.04861 0.04114 -0.0625 0.6290 1.0000
6.000 0.6566 0.05015 0.04273 -0.0629 0.6165 1.0000
6.250 0.7088 0.04920 0.04184 -0.0659 0.6136 1.0000
6.500 0.7215 0.05078 0.04346 -0.0662 0.6009 1.0000
6.750 0.7742 0.04956 0.04231 -0.0690 0.5982 1.0000
7.000 0.7878 0.05108 0.04389 -0.0693 0.5855 1.0000
7.250 0.8403 0.04963 0.04253 -0.0718 0.5828 1.0000
7.500 0.8976 0.04762 0.04063 -0.0745 0.5814 1.0000
7.750 0.9086 0.04917 0.04225 -0.0744 0.5677 1.0000
8.000 0.9670 0.04669 0.03988 -0.0768 0.5664 1.0000
8.250 1.0280 0.04366 0.03699 -0.0792 0.5657 1.0000
8.750 1.0832 0.04324 0.03680 -0.0798 0.5460 1.0000
9.000 1.1728 0.03787 0.03160 -0.0843 0.5474 1.0000
9.250 1.2138 0.03649 0.03034 -0.0853 0.5373 1.0000
9.500 1.2531 0.03529 0.02926 -0.0863 0.5260 1.0000
9.750 1.3240 0.03219 0.02626 -0.0903 0.5149 1.0000
10.000 1.3568 0.03156 0.02568 -0.0907 0.4988 1.0000
10.250 1.3783 0.03159 0.02576 -0.0898 0.4810 1.0000
10.500 1.3990 0.03170 0.02588 -0.0889 0.4619 1.0000
10.750 1.4221 0.03175 0.02588 -0.0882 0.4416 1.0000
11.000 1.4344 0.03244 0.02653 -0.0865 0.4212 1.0000
11.250 1.4379 0.03365 0.02776 -0.0839 0.4009 1.0000
11.500 1.4450 0.03474 0.02879 -0.0818 0.3802 1.0000
11.750 1.4538 0.03583 0.02977 -0.0800 0.3596 1.0000
12.000 1.4520 0.03760 0.03156 -0.0774 0.3401 1.0000
12.250 1.4515 0.03939 0.03332 -0.0750 0.3208 1.0000
12.500 1.4515 0.04122 0.03510 -0.0729 0.3019 1.0000
12.750 1.4522 0.04310 0.03691 -0.0709 0.2834 1.0000
13.000 1.4508 0.04523 0.03898 -0.0690 0.2655 1.0000
13.250 1.4468 0.04766 0.04142 -0.0672 0.2485 1.0000
13.500 1.4428 0.05020 0.04396 -0.0655 0.2318 1.0000
13.750 1.4387 0.05288 0.04663 -0.0640 0.2156 1.0000
14.000 1.4344 0.05572 0.04945 -0.0627 0.1999 1.0000
14.250 1.4298 0.05869 0.05241 -0.0616 0.1849 1.0000
14.500 1.4252 0.06180 0.05551 -0.0606 0.1705 1.0000
14.750 1.4205 0.06505 0.05875 -0.0598 0.1568 1.0000
15.000 1.4162 0.06838 0.06205 -0.0592 0.1437 1.0000
15.250 1.4124 0.07175 0.06538 -0.0587 0.1314 1.0000
15.500 1.4099 0.07506 0.06860 -0.0584 0.1195 1.0000
15.750 1.4034 0.07901 0.07268 -0.0583 0.1095 1.0000
16.000 1.3999 0.08272 0.07646 -0.0583 0.0998 1.0000
16.250 1.3986 0.08615 0.07986 -0.0583 0.0911 1.0000
16.500 1.4018 0.08899 0.08253 -0.0582 0.0822 1.0000
16.750 1.3940 0.09356 0.08742 -0.0589 0.0765 1.0000
17.000 1.3976 0.09645 0.09022 -0.0590 0.0698 1.0000
17.250 1.3924 0.10073 0.09474 -0.0598 0.0650 1.0000
17.500 1.3975 0.10349 0.09743 -0.0601 0.0595 1.0000
17.750 1.3910 0.10808 0.10229 -0.0612 0.0559 1.0000
18.000 1.4007 0.11019 0.10425 -0.0613 0.0511 1.0000
18.250 1.3900 0.11552 0.10993 -0.0631 0.0488 1.0000
18.500 1.3848 0.12002 0.11462 -0.0647 0.0463 1.0000
18.750 1.3934 0.12233 0.11684 -0.0651 0.0429 1.0000
19.000 1.3782 0.12859 0.12344 -0.0679 0.0419 1.0000
19.250 1.3643 0.13480 0.12994 -0.0710 0.0407 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 587 AIRFOIL (e587-il)