EPPLER 59 AIRFOIL (e59-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 59 AIRFOIL (e59-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 43.12 at α=5.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e59-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e59-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 59 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 -0.3947 0.11097 0.10427 -0.0197 1.0000 0.1383
-7.250 -0.4080 0.11073 0.10415 -0.0186 1.0000 0.1414
-7.000 -0.4226 0.11100 0.10456 -0.0194 1.0000 0.1426
-6.750 -0.4055 0.10468 0.09819 -0.0157 1.0000 0.1491
-6.500 -0.4095 0.10299 0.09659 -0.0155 1.0000 0.1544
-6.250 -0.4182 0.10307 0.09683 -0.0209 1.0000 0.1572
-6.000 -0.4071 0.09740 0.09113 -0.0146 1.0000 0.1631
-5.750 -0.4072 0.09569 0.08950 -0.0172 1.0000 0.1703
-5.500 -0.4028 0.09212 0.08599 -0.0164 1.0000 0.1750
-5.250 -0.3968 0.08983 0.08374 -0.0190 1.0000 0.1847
-5.000 -0.3911 0.08618 0.08013 -0.0173 1.0000 0.1907
-4.750 -0.3806 0.08332 0.07731 -0.0220 1.0000 0.2018
-4.500 -0.3674 0.08030 0.07429 -0.0253 1.0000 0.2153
-4.250 -0.3569 0.07701 0.07102 -0.0255 1.0000 0.2300
-4.000 -0.3495 0.07381 0.06787 -0.0232 1.0000 0.2464
-3.750 -0.3327 0.07092 0.06498 -0.0262 1.0000 0.2734
-3.500 -0.3265 0.06786 0.06194 -0.0225 1.0000 0.2925
-3.250 -0.3120 0.06489 0.05898 -0.0230 1.0000 0.3203
-3.000 -0.2999 0.06210 0.05622 -0.0217 1.0000 0.3510
-2.250 -0.0272 0.04103 0.03323 -0.0880 1.0000 0.2127
-2.000 0.0595 0.03509 0.02595 -0.1020 1.0000 0.1710
-1.750 0.1051 0.03220 0.02256 -0.1062 1.0000 0.1660
-1.500 0.1482 0.03031 0.01997 -0.1095 1.0000 0.1722
-1.250 0.1819 0.02886 0.01828 -0.1109 1.0000 0.1810
-1.000 0.2164 0.02766 0.01670 -0.1121 1.0000 0.1900
-0.750 0.2471 0.02688 0.01572 -0.1127 1.0000 0.2135
-0.500 0.2764 0.02608 0.01485 -0.1127 1.0000 0.2413
-0.250 0.3090 0.02516 0.01424 -0.1135 1.0000 0.3182
0.000 0.3258 0.02265 0.01345 -0.1100 1.0000 1.0000
0.250 0.3510 0.02311 0.01339 -0.1098 1.0000 1.0000
0.500 0.3752 0.02360 0.01358 -0.1096 1.0000 1.0000
0.750 0.3987 0.02412 0.01388 -0.1094 1.0000 1.0000
1.000 0.4217 0.02468 0.01428 -0.1092 1.0000 1.0000
1.250 0.4442 0.02529 0.01475 -0.1090 1.0000 1.0000
1.500 0.4661 0.02594 0.01531 -0.1087 1.0000 1.0000
1.750 0.4875 0.02664 0.01595 -0.1085 1.0000 1.0000
2.000 0.5084 0.02741 0.01668 -0.1082 1.0000 1.0000
2.250 0.5285 0.02824 0.01751 -0.1079 1.0000 1.0000
2.500 0.5480 0.02915 0.01845 -0.1077 1.0000 1.0000
2.750 0.5666 0.03015 0.01949 -0.1075 1.0000 1.0000
3.000 0.5844 0.03126 0.02066 -0.1073 1.0000 1.0000
3.250 0.6012 0.03251 0.02198 -0.1072 1.0000 1.0000
3.500 0.6170 0.03388 0.02344 -0.1071 1.0000 1.0000
3.750 0.6324 0.03539 0.02510 -0.1072 0.9996 1.0000
4.000 0.6976 0.03730 0.02724 -0.1159 0.9723 1.0000
4.250 0.7510 0.03845 0.02867 -0.1218 0.9468 1.0000
4.500 0.8016 0.03916 0.02973 -0.1266 0.9212 1.0000
4.750 0.8531 0.03943 0.03036 -0.1308 0.8948 1.0000
5.000 0.9247 0.03763 0.02909 -0.1354 0.8550 1.0000
5.250 1.0268 0.03075 0.02312 -0.1377 0.7952 1.0000
5.500 1.0827 0.02511 0.01797 -0.1321 0.6888 1.0000
5.750 1.1032 0.02827 0.01760 -0.1248 0.2282 1.0000
6.000 1.1291 0.03115 0.01987 -0.1240 0.1719 1.0000
6.250 1.1714 0.03355 0.02214 -0.1254 0.1470 1.0000
6.500 1.2145 0.03620 0.02471 -0.1271 0.1309 1.0000
6.750 1.2566 0.03945 0.02826 -0.1284 0.1222 1.0000
7.000 1.2876 0.04274 0.03166 -0.1285 0.1132 1.0000
7.250 1.3152 0.04648 0.03604 -0.1273 0.1108 1.0000
7.500 1.3360 0.05036 0.04053 -0.1254 0.1084 1.0000
7.750 1.3550 0.05410 0.04453 -0.1239 0.1038 1.0000
8.000 1.3668 0.05860 0.04969 -0.1211 0.1040 1.0000
8.250 1.3690 0.06386 0.05581 -0.1172 0.1075 1.0000
8.500 1.3703 0.06941 0.06192 -0.1141 0.1110 1.0000
8.750 1.3787 0.07546 0.06821 -0.1123 0.1140 1.0000
9.000 1.3501 0.08097 0.07462 -0.1072 0.1212 1.0000
9.250 1.3445 0.08725 0.08115 -0.1052 0.1262 1.0000
9.500 1.2421 0.08963 0.08412 -0.0914 0.1281 1.0000
9.750 1.1856 0.09330 0.08805 -0.0866 0.1268 1.0000
10.000 1.1528 0.09939 0.09433 -0.0856 0.1295 1.0000
10.250 1.0971 0.10713 0.10220 -0.0877 0.1303 1.0000
10.500 1.0138 0.12495 0.11996 -0.1011 0.1520 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 59 AIRFOIL (e59-il)