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