EPPLER 587 AIRFOIL (e587-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 587 AIRFOIL (e587-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 18.22 at α=11.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e587-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-e587-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.3105 0.10099 0.09457 -0.0799 0.9599 0.0414
-9.500 -0.3117 0.09618 0.08977 -0.0828 0.9539 0.0410
-9.250 -0.3168 0.09065 0.08423 -0.0868 0.9479 0.0406
-9.000 -0.3265 0.08558 0.07913 -0.0903 0.9416 0.0400
-8.750 -0.3423 0.08109 0.07460 -0.0928 0.9339 0.0395
-8.500 -0.3646 0.07733 0.07076 -0.0936 0.9258 0.0392
-8.250 -0.3831 0.07375 0.06706 -0.0944 0.9177 0.0387
-8.000 -0.4000 0.07035 0.06347 -0.0938 0.9095 0.0386
-7.750 -0.4076 0.06658 0.05944 -0.0940 0.9027 0.0383
-7.500 -0.4111 0.06311 0.05565 -0.0937 0.8966 0.0381
-7.250 -0.4134 0.06003 0.05224 -0.0926 0.8898 0.0381
-7.000 -0.4016 0.05646 0.04822 -0.0934 0.8856 0.0383
-6.750 -0.3942 0.05379 0.04517 -0.0924 0.8802 0.0385
-6.500 -0.3831 0.05117 0.04213 -0.0914 0.8747 0.0392
-6.250 -0.3609 0.04851 0.03893 -0.0918 0.8711 0.0405
-6.000 -0.3333 0.04629 0.03634 -0.0928 0.8683 0.0430
-5.750 -0.3238 0.04533 0.03526 -0.0907 0.8623 0.0453
-5.500 -0.3016 0.04382 0.03341 -0.0899 0.8581 0.0482
-5.250 -0.2747 0.04243 0.03188 -0.0897 0.8549 0.0515
-5.000 -0.2445 0.04137 0.03057 -0.0897 0.8523 0.0580
-4.750 -0.2359 0.04086 0.03011 -0.0867 0.8463 0.0622
-4.500 -0.2161 0.04014 0.02929 -0.0853 0.8418 0.0707
-4.250 -0.1913 0.03924 0.02838 -0.0851 0.8385 0.0839
-4.000 -0.1634 0.03816 0.02730 -0.0857 0.8357 0.1078
-3.750 -0.1576 0.03757 0.02692 -0.0833 0.8289 0.1310
-3.500 -0.1342 0.03588 0.02586 -0.0847 0.8249 0.2135
-3.250 -0.1252 0.03499 0.02701 -0.0801 0.8215 0.5034
-3.000 -0.1115 0.03605 0.02787 -0.0770 0.8159 0.6171
-2.750 -0.0995 0.03708 0.02870 -0.0732 0.8101 0.6642
-2.500 -0.0839 0.03800 0.02944 -0.0690 0.8061 0.6991
-2.250 -0.0730 0.03878 0.03005 -0.0646 0.8013 0.7290
-2.000 -0.0740 0.03949 0.03071 -0.0582 0.7947 0.7516
-1.750 -0.0621 0.03992 0.03098 -0.0538 0.7904 0.7792
-1.500 -0.0450 0.04009 0.03098 -0.0503 0.7871 0.7998
-1.250 -0.0430 0.04042 0.03119 -0.0467 0.7795 0.8123
-1.000 -0.0201 0.04045 0.03100 -0.0462 0.7751 0.8210
-0.750 0.0116 0.04040 0.03070 -0.0474 0.7720 0.8281
-0.500 0.0193 0.04074 0.03092 -0.0453 0.7647 0.8345
-0.250 0.0451 0.04088 0.03086 -0.0460 0.7598 0.8406
0.000 0.0761 0.04088 0.03067 -0.0471 0.7564 0.8452
0.500 0.1133 0.04153 0.03107 -0.0466 0.7442 0.8558
0.750 0.1452 0.04159 0.03097 -0.0478 0.7406 0.8601
1.000 0.1585 0.04208 0.03138 -0.0468 0.7335 0.8652
1.250 0.1832 0.04239 0.03159 -0.0474 0.7279 0.8701
1.500 0.2167 0.04250 0.03157 -0.0490 0.7243 0.8743
1.750 0.2280 0.04312 0.03215 -0.0477 0.7165 0.8795
2.000 0.2546 0.04341 0.03237 -0.0485 0.7111 0.8846
2.250 0.2895 0.04351 0.03237 -0.0502 0.7077 0.8892
2.500 0.2972 0.04432 0.03319 -0.0487 0.6985 0.8948
2.750 0.3275 0.04454 0.03335 -0.0498 0.6938 0.9003
3.000 0.3489 0.04504 0.03383 -0.0499 0.6876 0.9061
3.250 0.3682 0.04558 0.03436 -0.0498 0.6801 0.9124
3.500 0.4028 0.04568 0.03443 -0.0514 0.6763 0.9183
3.750 0.4129 0.04663 0.03542 -0.0504 0.6666 0.9260
4.000 0.4452 0.04679 0.03559 -0.0517 0.6617 0.9336
4.250 0.4624 0.04762 0.03646 -0.0518 0.6532 0.9429
4.500 0.4933 0.04797 0.03685 -0.0533 0.6470 0.9527
5.000 0.5444 0.04907 0.03805 -0.0557 0.6317 1.0000
5.250 0.5849 0.04908 0.03807 -0.0580 0.6281 1.0000
5.500 0.5955 0.05058 0.03962 -0.0581 0.6164 1.0000
5.750 0.6357 0.05054 0.03963 -0.0603 0.6126 1.0000
6.000 0.6466 0.05210 0.04125 -0.0603 0.6008 1.0000
6.250 0.6871 0.05195 0.04115 -0.0624 0.5970 1.0000
6.750 0.7368 0.05338 0.04273 -0.0641 0.5806 1.0000
7.000 0.7482 0.05498 0.04440 -0.0641 0.5684 1.0000
7.500 0.7987 0.05621 0.04583 -0.0655 0.5518 1.0000
8.000 0.8490 0.05724 0.04707 -0.0665 0.5351 1.0000
8.250 0.8590 0.05897 0.04890 -0.0662 0.5224 1.0000
8.500 0.8994 0.05802 0.04807 -0.0672 0.5184 1.0000
8.750 0.9076 0.05987 0.05005 -0.0667 0.5050 1.0000
9.000 0.9193 0.06144 0.05173 -0.0664 0.4928 1.0000
9.250 0.9569 0.06038 0.05081 -0.0668 0.4879 1.0000
9.500 0.9657 0.06216 0.05271 -0.0663 0.4747 1.0000
10.000 1.0155 0.06222 0.05307 -0.0659 0.4570 1.0000
10.500 1.0426 0.06466 0.05580 -0.0650 0.4329 1.0000
10.750 1.0778 0.06332 0.05463 -0.0647 0.4254 1.0000
11.000 1.0880 0.06485 0.05630 -0.0641 0.4121 1.0000
11.250 1.1040 0.06572 0.05732 -0.0635 0.4000 1.0000
11.500 1.1489 0.06304 0.05481 -0.0630 0.3924 1.0000
11.750 1.1585 0.06458 0.05648 -0.0623 0.3782 1.0000
12.000 1.1699 0.06591 0.05795 -0.0616 0.3643 1.0000
12.250 1.1838 0.06694 0.05912 -0.0609 0.3505 1.0000
12.500 1.1993 0.06777 0.06007 -0.0602 0.3366 1.0000
12.750 1.2147 0.06860 0.06099 -0.0595 0.3224 1.0000
13.000 1.2284 0.06964 0.06213 -0.0588 0.3079 1.0000
13.250 1.2395 0.07100 0.06358 -0.0581 0.2932 1.0000
13.500 1.2487 0.07262 0.06526 -0.0575 0.2784 1.0000
13.750 1.2558 0.07453 0.06723 -0.0569 0.2638 1.0000
14.000 1.2614 0.07665 0.06941 -0.0565 0.2493 1.0000
14.250 1.2663 0.07890 0.07170 -0.0561 0.2351 1.0000
14.500 1.2674 0.08173 0.07460 -0.0559 0.2214 1.0000
14.750 1.2645 0.08528 0.07828 -0.0560 0.2084 1.0000
15.000 1.2623 0.08879 0.08189 -0.0563 0.1958 1.0000
15.250 1.2610 0.09221 0.08539 -0.0566 0.1837 1.0000
15.500 1.2607 0.09549 0.08871 -0.0570 0.1720 1.0000
15.750 1.2622 0.09846 0.09167 -0.0573 0.1606 1.0000
16.000 1.2568 0.10278 0.09612 -0.0584 0.1501 1.0000
16.250 1.2521 0.10711 0.10057 -0.0595 0.1404 1.0000
16.500 1.2517 0.11060 0.10407 -0.0605 0.1309 1.0000
16.750 1.2488 0.11464 0.10820 -0.0618 0.1220 1.0000
17.000 1.2424 0.11954 0.11326 -0.0636 0.1142 1.0000
17.250 1.2451 0.12250 0.11614 -0.0646 0.1061 1.0000
17.500 1.2347 0.12848 0.12238 -0.0673 0.0997 1.0000
17.750 1.2372 0.13159 0.12544 -0.0686 0.0929 1.0000
18.000 1.2257 0.13804 0.13215 -0.0718 0.0879 1.0000
18.250 1.2319 0.14037 0.13437 -0.0728 0.0816 1.0000
18.500 1.2154 0.14827 0.14259 -0.0772 0.0783 1.0000
18.750 1.2070 0.15432 0.14878 -0.0807 0.0744 1.0000
19.000 1.2101 0.15757 0.15201 -0.0826 0.0698 1.0000
19.250 1.1834 0.16881 0.16351 -0.0895 0.0686 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 587 AIRFOIL (e587-il)