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

EPPLER 593 AIRFOIL (e593-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 593 AIRFOIL (e593-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 25.05 at α=13.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e593-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-e593-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: EPPLER 593 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.250  -0.3344   0.10567   0.10072  -0.0041   0.6567   0.0804
  -8.000  -0.3471   0.10431   0.09947  -0.0102   0.6545   0.0813
  -7.750  -0.3527   0.10208   0.09730  -0.0160   0.6518   0.0815
  -7.500  -0.3076   0.09483   0.08995  -0.0072   0.6458   0.0860
  -7.250  -0.3018   0.09210   0.08723  -0.0087   0.6429   0.0903
  -7.000  -0.3079   0.08999   0.08515  -0.0123   0.6409   0.0931
  -6.750  -0.3129   0.08768   0.08282  -0.0241   0.6392   0.0947
  -6.500  -0.2967   0.08257   0.07782  -0.0198   0.6358   0.0970
  -6.250  -0.2816   0.07956   0.07483  -0.0189   0.6326   0.1004
  -6.000  -0.2709   0.07639   0.07163  -0.0221   0.6300   0.1046
  -5.750  -0.2625   0.07208   0.06713  -0.0334   0.6282   0.1103
  -5.500  -0.2478   0.06859   0.06369  -0.0307   0.6255   0.1125
  -5.250  -0.2308   0.06559   0.06069  -0.0315   0.6225   0.1166
  -5.000  -0.2109   0.06143   0.05624  -0.0394   0.6198   0.1259
  -4.750  -0.1846   0.04735   0.04124  -0.0464   0.6185   0.0688
  -4.500  -0.1633   0.04346   0.03720  -0.0471   0.6157   0.0675
  -4.250  -0.1399   0.03885   0.03198  -0.0480   0.6134   0.0678
  -4.000  -0.1150   0.03483   0.02713  -0.0480   0.6113   0.0690
  -3.750  -0.0909   0.03361   0.02594  -0.0479   0.6090   0.0768
  -3.500  -0.0634   0.03147   0.02339  -0.0483   0.6062   0.0856
  -3.250  -0.0355   0.03012   0.02169  -0.0485   0.6029   0.0978
  -3.000  -0.0077   0.02920   0.02045  -0.0484   0.5997   0.1105
  -2.750   0.0195   0.02852   0.01958  -0.0482   0.5970   0.1236
  -2.500   0.0463   0.02777   0.01873  -0.0480   0.5948   0.1369
  -2.250   0.0731   0.02725   0.01807  -0.0477   0.5929   0.1514
  -2.000   0.1020   0.02696   0.01779  -0.0485   0.5901   0.1670
  -1.750   0.1301   0.02675   0.01759  -0.0490   0.5870   0.1840
  -1.500   0.1575   0.02660   0.01742  -0.0492   0.5839   0.2034
  -1.250   0.1843   0.02641   0.01729  -0.0492   0.5814   0.2246
  -1.000   0.2105   0.02630   0.01726  -0.0490   0.5794   0.2509
  -0.750   0.2361   0.02620   0.01726  -0.0486   0.5777   0.2864
  -0.500   0.2623   0.02625   0.01772  -0.0493   0.5751   0.3464
  -0.250   0.3222   0.02491   0.01816  -0.0557   0.5711   1.0000
   0.000   0.3477   0.02578   0.01883  -0.0561   0.5685   1.0000
   0.250   0.3727   0.02665   0.01952  -0.0564   0.5664   1.0000
   0.500   0.3972   0.02738   0.02007  -0.0561   0.5642   1.0000
   0.750   0.4212   0.02796   0.02045  -0.0553   0.5621   1.0000
   1.000   0.4449   0.02936   0.02182  -0.0564   0.5591   1.0000
   1.250   0.4674   0.03113   0.02358  -0.0582   0.5568   1.0000
   1.500   0.4888   0.03273   0.02516  -0.0595   0.5537   1.0000
   1.750   0.5104   0.03401   0.02638  -0.0599   0.5508   1.0000
   2.000   0.5321   0.03523   0.02753  -0.0600   0.5488   1.0000
   2.250   0.5565   0.03573   0.02791  -0.0586   0.5464   1.0000
   2.500   0.5714   0.03822   0.03044  -0.0604   0.5430   1.0000
   2.750   0.5803   0.04141   0.03369  -0.0629   0.5411   1.0000
   3.000   0.5867   0.04438   0.03669  -0.0646   0.5391   1.0000
   3.250   0.5902   0.04751   0.03983  -0.0659   0.5398   1.0000
   3.500   0.5938   0.05045   0.04276  -0.0667   0.5413   1.0000
   3.750   0.6081   0.05281   0.04510  -0.0670   0.5436   1.0000
   4.000   0.6267   0.05497   0.04724  -0.0671   0.5448   1.0000
   4.250   0.6489   0.05484   0.04706  -0.0651   0.5284   1.0000
   4.500   0.6636   0.05729   0.04951  -0.0653   0.5291   1.0000
   4.750   0.6967   0.05628   0.04844  -0.0628   0.5132   1.0000
   5.000   0.6949   0.05983   0.05201  -0.0635   0.5135   1.0000
   5.250   0.5977   0.06871   0.06096  -0.0652   0.5414   1.0000
   5.500   0.7200   0.06258   0.05475  -0.0614   0.4972   1.0000
   5.750   0.6199   0.07198   0.06420  -0.0638   0.5219   1.0000
   6.000   0.7300   0.06615   0.05830  -0.0595   0.4807   1.0000
   6.250   0.6484   0.07538   0.06761  -0.0628   0.5037   1.0000
   6.500   0.7166   0.07647   0.06872  -0.0626   0.4974   1.0000
   6.750   0.6880   0.07842   0.07067  -0.0616   0.4846   1.0000
   7.000   0.7457   0.07365   0.06587  -0.0570   0.4430   1.0000
   7.250   0.7982   0.07205   0.06430  -0.0552   0.4355   1.0000
   7.500   0.7793   0.07583   0.06809  -0.0554   0.4247   1.0000
   7.750   0.8356   0.07385   0.06617  -0.0534   0.4198   1.0000
   8.000   0.8164   0.07772   0.07006  -0.0538   0.4080   1.0000
   8.250   0.8630   0.07635   0.06875  -0.0520   0.4035   1.0000
   8.500   0.8527   0.07960   0.07204  -0.0523   0.3924   1.0000
   8.750   0.8510   0.08238   0.07485  -0.0524   0.3823   1.0000
   9.000   0.8883   0.08140   0.07396  -0.0508   0.3773   1.0000
   9.250   0.8815   0.08475   0.07735  -0.0512   0.3664   1.0000
   9.500   0.9246   0.08287   0.07556  -0.0492   0.3626   1.0000
   9.750   0.9140   0.08675   0.07949  -0.0499   0.3511   1.0000
  10.000   0.9412   0.08644   0.07927  -0.0486   0.3454   1.0000
  10.250   0.9475   0.08844   0.08134  -0.0485   0.3362   1.0000
  10.500   0.9907   0.08580   0.07882  -0.0461   0.3329   1.0000
  10.750   0.9840   0.08937   0.08245  -0.0468   0.3215   1.0000
  11.000   0.9759   0.09345   0.08658  -0.0477   0.3104   1.0000
  11.250   1.0218   0.08974   0.08302  -0.0449   0.3070   1.0000
  12.250   1.0437   0.09833   0.09193  -0.0451   0.2700   1.0000
  12.500   1.0964   0.09231   0.08611  -0.0415   0.2667   1.0000
  12.750   1.1709   0.08216   0.07623  -0.0364   0.2660   1.0000
  13.000   1.3644   0.05509   0.04955  -0.0250   0.2607   1.0000
  13.250   1.3804   0.05511   0.04951  -0.0239   0.2437   1.0000
  13.500   1.3918   0.05575   0.05004  -0.0229   0.2264   1.0000
  13.750   1.3978   0.05720   0.05135  -0.0222   0.2102   1.0000
  14.000   1.3984   0.05946   0.05349  -0.0218   0.1956   1.0000
  14.250   1.3932   0.06261   0.05660  -0.0220   0.1828   1.0000
  14.500   1.3880   0.06586   0.05982  -0.0222   0.1710   1.0000
  14.750   1.3844   0.06894   0.06289  -0.0224   0.1597   1.0000
  15.000   1.3838   0.07169   0.06556  -0.0225   0.1489   1.0000
  15.250   1.3867   0.07404   0.06780  -0.0223   0.1379   1.0000
  15.500   1.3773   0.07838   0.07226  -0.0235   0.1299   1.0000
  15.750   1.3749   0.08179   0.07568  -0.0241   0.1217   1.0000
  16.000   1.3814   0.08381   0.07756  -0.0238   0.1123   1.0000
  16.250   1.3674   0.08924   0.08323  -0.0258   0.1069   1.0000
  16.500   1.3730   0.09154   0.08543  -0.0257   0.0991   1.0000
  16.750   1.3606   0.09694   0.09106  -0.0278   0.0946   1.0000
  17.000   1.3688   0.09890   0.09291  -0.0276   0.0874   1.0000
  17.250   1.3526   0.10519   0.09948  -0.0304   0.0844   1.0000
  17.500   1.3688   0.10582   0.09989  -0.0293   0.0771   1.0000
  17.750   1.3492   0.11284   0.10723  -0.0327   0.0754   1.0000
  18.000   1.3304   0.12003   0.11469  -0.0362   0.0737   1.0000
  18.250   1.3111   0.12755   0.12243  -0.0402   0.0720   1.0000
  18.500   1.2054   0.15538   0.15080  -0.0574   0.0812   1.0000
  18.750   1.1920   0.16306   0.15851  -0.0617   0.0789   1.0000
<< Back to EPPLER 593 AIRFOIL (e593-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 593 AIRFOIL (e593-il)