EPPLER 587 AIRFOIL (e587-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 587 AIRFOIL (e587-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.29 at α=11.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e587-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e587-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.500 -0.4271 0.12315 0.11795 -0.0102 1.0000 0.3095
-7.250 -0.4451 0.12170 0.11660 -0.0082 1.0000 0.3221
-7.000 -0.4658 0.12104 0.11602 -0.0057 1.0000 0.3359
-6.750 -0.4536 0.11804 0.11304 -0.0036 1.0000 0.3511
-6.500 -0.4659 0.11656 0.11163 -0.0006 1.0000 0.3687
-6.250 -0.4703 0.11469 0.10982 0.0021 1.0000 0.3854
-6.000 -0.4809 0.11319 0.10839 0.0052 1.0000 0.4025
-5.250 -0.6191 0.07388 0.06818 -0.0375 1.0000 0.1570
-5.000 -0.5952 0.06558 0.05899 -0.0424 1.0000 0.1211
-4.750 -0.5697 0.05993 0.05239 -0.0455 1.0000 0.1076
-4.500 -0.5499 0.05634 0.04858 -0.0461 1.0000 0.1045
-4.250 -0.5258 0.05303 0.04478 -0.0472 1.0000 0.1021
-4.000 -0.5010 0.05044 0.04172 -0.0481 1.0000 0.1030
-3.750 -0.4757 0.04828 0.03907 -0.0486 1.0000 0.1052
-3.500 -0.4504 0.04647 0.03676 -0.0486 1.0000 0.1071
-3.250 -0.4272 0.04474 0.03481 -0.0483 1.0000 0.1111
-3.000 -0.4056 0.04364 0.03364 -0.0476 1.0000 0.1201
-2.750 -0.3851 0.04255 0.03254 -0.0463 1.0000 0.1307
-2.500 -0.3657 0.04177 0.03182 -0.0446 1.0000 0.1482
-2.250 -0.3460 0.04101 0.03121 -0.0430 1.0000 0.1756
-2.000 -0.3081 0.03786 0.03058 -0.0462 1.0000 0.4139
-1.750 -0.3335 0.04002 0.03366 -0.0298 1.0000 0.7069
-1.500 -0.3492 0.04116 0.03474 -0.0178 1.0000 0.7654
-1.250 -0.3615 0.04169 0.03517 -0.0075 1.0000 0.8111
-1.000 -0.3721 0.04173 0.03511 0.0019 1.0000 0.8487
-0.750 -0.1823 0.04874 0.04098 -0.0194 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1807 0.04839 0.04049 -0.0175 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1792 0.04805 0.04001 -0.0155 1.0000 1.0000
0.000 -0.1777 0.04769 0.03953 -0.0135 1.0000 1.0000
0.250 -0.1762 0.04731 0.03903 -0.0115 1.0000 1.0000
0.500 -0.1747 0.04694 0.03855 -0.0095 1.0000 1.0000
0.750 -0.1730 0.04654 0.03805 -0.0075 1.0000 1.0000
1.000 -0.1707 0.04617 0.03758 -0.0057 1.0000 1.0000
1.250 -0.1675 0.04584 0.03715 -0.0040 1.0000 1.0000
1.500 -0.1610 0.04572 0.03692 -0.0029 1.0000 1.0000
1.750 -0.1393 0.04668 0.03773 -0.0048 0.9959 1.0000
2.000 -0.1120 0.04809 0.03897 -0.0077 0.9894 1.0000
2.250 -0.0759 0.05058 0.04126 -0.0123 0.9828 1.0000
2.500 -0.0491 0.05168 0.04224 -0.0151 0.9735 1.0000
2.750 -0.0220 0.05311 0.04355 -0.0179 0.9651 1.0000
3.000 0.0159 0.05580 0.04609 -0.0227 0.9577 1.0000
3.250 0.0436 0.05714 0.04735 -0.0255 0.9466 1.0000
3.500 0.0684 0.05848 0.04861 -0.0279 0.9362 1.0000
3.750 0.1018 0.06092 0.05096 -0.0318 0.9283 1.0000
4.000 0.1354 0.06308 0.05305 -0.0357 0.9163 1.0000
4.250 0.1559 0.06421 0.05414 -0.0373 0.9046 1.0000
4.500 0.1830 0.06626 0.05616 -0.0401 0.8950 1.0000
4.750 0.2242 0.06951 0.05935 -0.0451 0.8841 1.0000
5.000 0.2412 0.07043 0.06027 -0.0461 0.8711 1.0000
5.250 0.2624 0.07215 0.06199 -0.0479 0.8594 1.0000
5.500 0.2948 0.07501 0.06483 -0.0516 0.8500 1.0000
5.750 0.3272 0.07752 0.06734 -0.0549 0.8367 1.0000
6.000 0.3420 0.07878 0.06863 -0.0557 0.8235 1.0000
6.250 0.3613 0.08073 0.07061 -0.0573 0.8114 1.0000
6.500 0.3904 0.08359 0.07348 -0.0603 0.8012 1.0000
6.750 0.4280 0.08683 0.07676 -0.0641 0.7875 1.0000
7.000 0.4384 0.08800 0.07797 -0.0644 0.7737 1.0000
7.250 0.4518 0.08990 0.07991 -0.0652 0.7612 1.0000
7.500 0.4718 0.09237 0.08243 -0.0669 0.7495 1.0000
7.750 0.5041 0.09561 0.08574 -0.0700 0.7379 1.0000
8.000 0.5334 0.09838 0.08857 -0.0724 0.7228 1.0000
8.250 0.5405 0.09990 0.09016 -0.0725 0.7092 1.0000
8.500 0.5501 0.10206 0.09239 -0.0731 0.6969 1.0000
8.750 0.5670 0.10476 0.09517 -0.0744 0.6855 1.0000
9.000 0.5909 0.10764 0.09813 -0.0763 0.6727 1.0000
9.250 0.6140 0.11033 0.10090 -0.0779 0.6579 1.0000
9.500 0.7247 0.10314 0.09378 -0.0772 0.5648 1.0000
9.750 0.7301 0.10558 0.09632 -0.0773 0.5518 1.0000
10.000 0.7380 0.10807 0.09892 -0.0777 0.5385 1.0000
10.250 0.7519 0.11032 0.10128 -0.0782 0.5248 1.0000
10.500 0.7690 0.11239 0.10345 -0.0787 0.5106 1.0000
10.750 0.7875 0.11446 0.10565 -0.0792 0.4970 1.0000
11.000 0.8086 0.11626 0.10758 -0.0797 0.4828 1.0000
11.250 0.8347 0.11775 0.10921 -0.0802 0.4689 1.0000
11.500 0.8646 0.11864 0.11025 -0.0803 0.4547 1.0000
11.750 0.8440 0.12396 0.11563 -0.0812 0.4445 1.0000
12.000 0.8525 0.12690 0.11869 -0.0817 0.4323 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 587 AIRFOIL (e587-il)