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

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
<< Back to EPPLER 587 AIRFOIL (e587-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 587 AIRFOIL (e587-il)