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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 593 AIRFOIL (e593-il)