EPPLER 598 AIRFOIL (e598-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 598 AIRFOIL (e598-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 9.85 at α=0° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e598-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e598-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 598 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.3190 0.11629 0.11056 -0.0065 1.0000 0.1559
-9.000 -0.3172 0.11423 0.10863 -0.0092 1.0000 0.1617
-8.750 -0.3318 0.11468 0.10926 -0.0144 1.0000 0.1640
-8.500 -0.2957 0.10663 0.10124 -0.0123 1.0000 0.1732
-8.250 -0.3005 0.10557 0.10035 -0.0166 1.0000 0.1797
-8.000 -0.2825 0.10053 0.09541 -0.0177 1.0000 0.1856
-7.750 -0.2759 0.09813 0.09316 -0.0206 1.0000 0.1946
-7.500 -0.3000 0.09917 0.09445 -0.0216 1.0000 0.1966
-7.250 -0.3298 0.10059 0.09601 -0.0197 0.9937 0.1970
-7.000 -0.2863 0.09361 0.08899 -0.0236 0.9831 0.2095
-6.750 -0.2604 0.08882 0.08420 -0.0308 0.9680 0.2209
-6.500 -0.2338 0.08424 0.07959 -0.0385 0.9544 0.2364
-6.250 -0.2044 0.07985 0.07517 -0.0435 0.9424 0.2574
-6.000 -0.1910 0.07718 0.07245 -0.0495 0.9276 0.2804
-5.500 -0.1541 0.07037 0.06562 -0.0508 0.9040 0.3268
-5.250 -0.1493 0.06864 0.06387 -0.0515 0.8925 0.3647
-5.000 -0.1286 0.06517 0.06044 -0.0469 0.8828 0.4050
-4.250 -0.0765 0.05043 0.04412 -0.0807 0.8509 0.1785
-4.000 -0.0556 0.04710 0.04046 -0.0815 0.8431 0.1730
-3.750 -0.0378 0.04456 0.03749 -0.0816 0.8346 0.1737
-3.500 -0.0144 0.04213 0.03447 -0.0819 0.8276 0.1778
-3.250 0.0026 0.04052 0.03253 -0.0812 0.8193 0.1854
-3.000 0.0315 0.03891 0.03024 -0.0813 0.8128 0.1978
-2.750 0.0449 0.03819 0.02954 -0.0800 0.8045 0.2093
-2.500 0.0749 0.03697 0.02798 -0.0801 0.7983 0.2264
-2.250 0.0894 0.03668 0.02751 -0.0790 0.7905 0.2397
-2.000 0.1168 0.03603 0.02662 -0.0789 0.7838 0.2600
-1.750 0.1390 0.03584 0.02622 -0.0785 0.7772 0.2810
-1.500 0.1604 0.03566 0.02602 -0.0781 0.7701 0.3047
-1.250 0.1989 0.03509 0.02534 -0.0791 0.7642 0.3473
-1.000 0.2105 0.03550 0.02586 -0.0782 0.7570 0.3818
-0.750 0.3023 0.03233 0.02443 -0.0868 0.7498 1.0000
-0.500 0.3116 0.03367 0.02540 -0.0854 0.7431 1.0000
-0.250 0.3271 0.03481 0.02621 -0.0844 0.7365 1.0000
0.000 0.3521 0.03574 0.02682 -0.0840 0.7307 1.0000
0.250 0.3512 0.03741 0.02833 -0.0820 0.7242 1.0000
0.500 0.3718 0.03851 0.02920 -0.0815 0.7182 1.0000
0.750 0.3850 0.03992 0.03042 -0.0805 0.7126 1.0000
1.000 0.3847 0.04164 0.03202 -0.0785 0.7073 1.0000
1.250 0.4050 0.04289 0.03310 -0.0782 0.7016 1.0000
1.500 0.4184 0.04442 0.03448 -0.0773 0.6965 1.0000
1.750 0.4110 0.04631 0.03627 -0.0747 0.6931 1.0000
2.000 0.4150 0.04803 0.03789 -0.0732 0.6898 1.0000
2.250 0.4327 0.04959 0.03933 -0.0730 0.6853 1.0000
2.500 0.4500 0.05128 0.04091 -0.0727 0.6805 1.0000
2.750 0.4506 0.05330 0.04286 -0.0715 0.6797 1.0000
3.000 0.4563 0.05539 0.04488 -0.0709 0.6800 1.0000
3.250 0.4660 0.05756 0.04698 -0.0708 0.6810 1.0000
3.750 0.3635 0.06391 0.05352 -0.0679 0.8303 1.0000
4.000 0.3870 0.06608 0.05560 -0.0687 0.8139 1.0000
4.250 0.4068 0.06800 0.05744 -0.0689 0.7979 1.0000
4.500 0.4255 0.06988 0.05926 -0.0689 0.7820 1.0000
5.000 0.4552 0.07339 0.06268 -0.0682 0.7519 1.0000
5.250 0.4695 0.07531 0.06456 -0.0679 0.7376 1.0000
5.500 0.4850 0.07743 0.06665 -0.0678 0.7245 1.0000
5.750 0.5174 0.08092 0.07012 -0.0697 0.7146 1.0000
6.000 0.5310 0.08268 0.07189 -0.0692 0.7000 1.0000
6.250 0.5374 0.08422 0.07342 -0.0682 0.6860 1.0000
6.500 0.5468 0.08627 0.07547 -0.0676 0.6741 1.0000
6.750 0.5801 0.09014 0.07934 -0.0695 0.6650 1.0000
7.000 0.5869 0.09160 0.08082 -0.0685 0.6508 1.0000
7.250 0.5892 0.09329 0.08253 -0.0675 0.6385 1.0000
7.500 0.6088 0.09647 0.08575 -0.0681 0.6299 1.0000
8.000 0.6266 0.10067 0.09001 -0.0674 0.6050 1.0000
8.250 0.6488 0.10431 0.09369 -0.0682 0.5974 1.0000
8.500 0.6612 0.10653 0.09596 -0.0680 0.5842 1.0000
8.750 0.6595 0.10842 0.09791 -0.0673 0.5731 1.0000
9.000 0.6908 0.11292 0.10247 -0.0687 0.5652 1.0000
9.250 0.6879 0.11419 0.10379 -0.0678 0.5523 1.0000
9.500 0.6900 0.11669 0.10633 -0.0676 0.5427 1.0000
9.750 0.7237 0.12128 0.11102 -0.0688 0.5333 1.0000
10.000 0.7113 0.12233 0.11212 -0.0680 0.5218 1.0000
10.250 0.7251 0.12594 0.11581 -0.0685 0.5141 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 598 AIRFOIL (e598-il)