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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 593 AIRFOIL (e593-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 7.31 at α=-0.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e593-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-e593-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.500  -0.4063   0.14905   0.14368   0.0162   1.0000   0.1219
 -11.250  -0.4085   0.14867   0.14344   0.0117   1.0000   0.1240
 -11.000  -0.4155   0.14915   0.14406   0.0064   1.0000   0.1247
 -10.750  -0.3696   0.13714   0.13211   0.0067   1.0000   0.1294
 -10.500  -0.3546   0.13324   0.12831   0.0032   1.0000   0.1344
 -10.250  -0.3496   0.13131   0.12649  -0.0018   1.0000   0.1388
 -10.000  -0.3575   0.13199   0.12724  -0.0087   0.9235   0.1403
  -9.750  -0.3179   0.12269   0.11771  -0.0081   0.8803   0.1453
  -9.500  -0.3088   0.11981   0.11470  -0.0093   0.8614   0.1511
  -9.250  -0.3129   0.11913   0.11399  -0.0127   0.8488   0.1553
  -9.000  -0.3052   0.11531   0.11016  -0.0143   0.8376   0.1582
  -8.750  -0.2863   0.11107   0.10582  -0.0138   0.8267   0.1661
  -8.500  -0.2929   0.11050   0.10531  -0.0177   0.8190   0.1717
  -8.250  -0.2747   0.10548   0.10024  -0.0175   0.8106   0.1770
  -8.000  -0.2696   0.10324   0.09802  -0.0194   0.8034   0.1864
  -7.750  -0.2843   0.10350   0.09836  -0.0245   0.7982   0.1888
  -7.500  -0.2492   0.09681   0.09161  -0.0222   0.7909   0.1999
  -7.250  -0.2692   0.09744   0.09236  -0.0281   0.7866   0.2052
  -7.000  -0.2351   0.09115   0.08601  -0.0253   0.7809   0.2159
  -6.750  -0.2469   0.09045   0.08542  -0.0312   0.7767   0.2225
  -6.500  -0.2269   0.08648   0.08144  -0.0298   0.7714   0.2353
  -6.250  -0.2153   0.08328   0.07822  -0.0298   0.7670   0.2475
  -6.000  -0.2048   0.08050   0.07550  -0.0318   0.7625   0.2639
  -5.750  -0.1978   0.07818   0.07321  -0.0341   0.7585   0.2837
  -5.500  -0.1923   0.07578   0.07083  -0.0362   0.7551   0.3043
  -5.250  -0.1758   0.07258   0.06763  -0.0339   0.7518   0.3261
  -5.000  -0.1629   0.07010   0.06520  -0.0335   0.7483   0.3593
  -4.750  -0.1516   0.06770   0.06285  -0.0313   0.7447   0.4051
  -4.000  -0.0643   0.05064   0.04404  -0.0710   0.7360   0.1760
  -3.750  -0.0378   0.04739   0.04021  -0.0736   0.7334   0.1704
  -3.500  -0.0138   0.04492   0.03732  -0.0753   0.7310   0.1748
  -3.250   0.0094   0.04339   0.03552  -0.0760   0.7282   0.1845
  -3.000   0.0331   0.04185   0.03361  -0.0766   0.7254   0.1939
  -2.750   0.0580   0.04072   0.03197  -0.0768   0.7227   0.2064
  -2.500   0.0829   0.03995   0.03086  -0.0768   0.7204   0.2216
  -2.250   0.1062   0.03951   0.03023  -0.0773   0.7190   0.2383
  -2.000   0.1273   0.03935   0.02996  -0.0781   0.7178   0.2554
  -1.750   0.1477   0.03936   0.02990  -0.0787   0.7164   0.2737
  -1.500   0.1668   0.03956   0.03006  -0.0790   0.7154   0.2957
  -1.250   0.1878   0.03991   0.03029  -0.0797   0.7155   0.3214
  -1.000   0.2086   0.04029   0.03070  -0.0803   0.7162   0.3544
  -0.750   0.2270   0.04066   0.03123  -0.0806   0.7167   0.4000
  -0.500   0.2804   0.03889   0.03136  -0.0857   0.7150   1.0000
  -0.250   0.2954   0.04042   0.03234  -0.0856   0.7174   1.0000
   0.000   0.2784   0.04238   0.03419  -0.0835   0.7300   1.0000
   0.250   0.2635   0.04416   0.03582  -0.0810   0.7470   1.0000
   0.500  -0.0459   0.04297   0.03339  -0.0425   1.0000   0.2850
   0.750  -0.0212   0.04335   0.03372  -0.0432   1.0000   0.3149
   1.000   0.0040   0.04381   0.03425  -0.0441   1.0000   0.3563
   1.250   0.0316   0.04414   0.03506  -0.0453   1.0000   0.4373
   1.500   0.0568   0.04320   0.03527  -0.0459   1.0000   1.0000
   1.750   0.0752   0.04447   0.03607  -0.0460   1.0000   1.0000
   2.250   0.1500   0.04960   0.04041  -0.0541   0.9753   1.0000
   2.500   0.1944   0.05259   0.04310  -0.0592   0.9493   1.0000
   2.750   0.2383   0.05580   0.04604  -0.0639   0.9268   1.0000
   3.000   0.2694   0.05780   0.04787  -0.0659   0.8985   1.0000
   3.250   0.3059   0.06071   0.05060  -0.0689   0.8790   1.0000
   3.500   0.3260   0.06217   0.05194  -0.0689   0.8543   1.0000
   3.750   0.3547   0.06448   0.05413  -0.0703   0.8345   1.0000
   4.000   0.3825   0.06690   0.05644  -0.0715   0.8168   1.0000
   4.250   0.4087   0.06932   0.05876  -0.0725   0.8000   1.0000
   4.500   0.4334   0.07173   0.06109  -0.0732   0.7836   1.0000
   4.750   0.4558   0.07401   0.06332  -0.0736   0.7675   1.0000
   5.000   0.4756   0.07613   0.06539  -0.0737   0.7517   1.0000
   5.750   0.5240   0.08194   0.07111  -0.0727   0.7055   1.0000
   6.000   0.5367   0.08379   0.07296  -0.0721   0.6908   1.0000
   6.250   0.5491   0.08575   0.07491  -0.0715   0.6764   1.0000
   6.500   0.5611   0.08785   0.07701  -0.0711   0.6631   1.0000
   6.750   0.5761   0.09028   0.07945  -0.0710   0.6511   1.0000
   7.000   0.6114   0.09433   0.08351  -0.0727   0.6407   1.0000
   7.250   0.6147   0.09563   0.08485  -0.0715   0.6264   1.0000
   7.500   0.6197   0.09742   0.08666  -0.0707   0.6131   1.0000
   7.750   0.6284   0.09973   0.08899  -0.0703   0.6012   1.0000
   8.000   0.6646   0.10434   0.09365  -0.0719   0.5928   1.0000
   8.250   0.6642   0.10553   0.09488  -0.0708   0.5790   1.0000
   8.500   0.6652   0.10742   0.09681  -0.0701   0.5667   1.0000
   8.750   0.6777   0.11047   0.09993  -0.0704   0.5576   1.0000
   9.000   0.7024   0.11399   0.10352  -0.0709   0.5463   1.0000
   9.250   0.6973   0.11554   0.10511  -0.0702   0.5344   1.0000
   9.500   0.7088   0.11882   0.10845  -0.0706   0.5262   1.0000
   9.750   0.7301   0.12222   0.11196  -0.0709   0.5147   1.0000
  10.000   0.7231   0.12399   0.11377  -0.0706   0.5041   1.0000
  10.250   0.7516   0.12886   0.11874  -0.0716   0.4969   1.0000
<< Back to EPPLER 593 AIRFOIL (e593-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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