EPPLER 603 AIRFOIL (e603-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 603 AIRFOIL (e603-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 26.58 at α=14° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e603-il-100000.txt Download as CSV file: xf-e603-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 603 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-14.000 -0.2738 0.14752 0.14269 -0.0552 1.0000 0.1007
-13.750 -0.2863 0.14516 0.14044 -0.0577 1.0000 0.1051
-13.500 -0.3209 0.14316 0.13861 -0.0627 1.0000 0.1065
-13.250 -0.2876 0.13846 0.13395 -0.0586 1.0000 0.1087
-13.000 -0.2977 0.13896 0.13468 -0.0548 0.9976 0.1099
-12.750 -0.2720 0.13405 0.12974 -0.0597 0.9892 0.1151
-12.500 -0.3016 0.12878 0.12453 -0.0726 0.9789 0.1212
-12.250 -0.2546 0.12302 0.11871 -0.0724 0.9726 0.1240
-12.000 -0.2275 0.11887 0.11451 -0.0755 0.9638 0.1288
-11.750 -0.2714 0.11203 0.10777 -0.0896 0.9551 0.1370
-11.500 -0.2128 0.10817 0.10380 -0.0868 0.9479 0.1401
-11.250 -0.1904 0.10402 0.09959 -0.0907 0.9418 0.1478
-11.000 -0.1989 0.09799 0.09358 -0.0974 0.9323 0.1550
-10.750 -0.1665 0.09462 0.09013 -0.0995 0.9265 0.1628
-10.500 -0.3715 0.06419 0.05894 -0.1223 0.9085 0.0787
-10.250 -0.3555 0.05854 0.05327 -0.1236 0.9012 0.0731
-10.000 -0.4154 0.05520 0.04920 -0.1181 0.8872 0.0668
-9.750 -0.4078 0.05153 0.04537 -0.1177 0.8805 0.0652
-9.500 -0.4109 0.04871 0.04228 -0.1156 0.8730 0.0638
-9.250 -0.4139 0.04606 0.03928 -0.1129 0.8657 0.0625
-9.000 -0.4086 0.04348 0.03629 -0.1110 0.8608 0.0624
-8.750 -0.4074 0.04206 0.03460 -0.1081 0.8541 0.0633
-8.500 -0.3985 0.04026 0.03246 -0.1061 0.8488 0.0641
-8.250 -0.3818 0.03823 0.03001 -0.1049 0.8448 0.0652
-8.000 -0.3679 0.03674 0.02821 -0.1030 0.8399 0.0660
-7.750 -0.3536 0.03558 0.02673 -0.1010 0.8345 0.0672
-7.500 -0.3234 0.03353 0.02466 -0.1016 0.8311 0.0707
-7.250 -0.2961 0.03248 0.02350 -0.1017 0.8281 0.0764
-7.000 -0.2579 0.03079 0.02176 -0.1030 0.8259 0.0829
-6.750 -0.2506 0.03080 0.02180 -0.1001 0.8207 0.0891
-6.500 -0.2285 0.03002 0.02113 -0.0993 0.8167 0.0995
-6.250 -0.2055 0.02920 0.02042 -0.0985 0.8133 0.1157
-6.000 -0.1857 0.02832 0.01974 -0.0972 0.8106 0.1413
-5.750 -0.1855 0.02827 0.01990 -0.0932 0.8069 0.1693
-5.500 -0.2060 0.02906 0.02085 -0.0864 0.8009 0.1849
-5.250 -0.2152 0.02865 0.02098 -0.0812 0.7966 0.2410
-5.000 -0.2300 0.02747 0.02085 -0.0755 0.7934 0.3903
-4.500 -0.2920 0.02986 0.02402 -0.0583 0.7831 0.4927
-4.250 -0.2911 0.03303 0.02766 -0.0496 0.7802 0.6511
-4.000 -0.2763 0.03509 0.02952 -0.0458 0.7777 0.6971
-3.750 -0.2342 0.03791 0.03211 -0.0429 0.7756 0.7300
-3.500 -0.1197 0.04084 0.03463 -0.0494 0.7751 0.7592
-3.250 0.0762 0.04156 0.03475 -0.0716 0.7761 0.7938
-3.000 0.1980 0.04066 0.03350 -0.0854 0.7758 0.8184
-2.750 0.1819 0.04227 0.03517 -0.0794 0.7703 0.8331
-2.500 0.0702 0.04535 0.03849 -0.0587 0.7626 0.8416
-2.250 0.2076 0.04352 0.03631 -0.0762 0.7625 0.8634
-2.000 0.2756 0.04254 0.03514 -0.0832 0.7607 0.8812
-1.750 0.3346 0.04165 0.03411 -0.0888 0.7591 0.8993
-1.500 0.0594 0.04871 0.04174 -0.0436 0.7475 0.8922
-1.250 0.0822 0.04898 0.04191 -0.0439 0.7446 0.9032
-1.000 0.1948 0.04763 0.04030 -0.0580 0.7423 0.9143
-0.750 0.1105 0.04971 0.04249 -0.0420 0.7376 0.9190
-0.500 0.0993 0.05075 0.04354 -0.0385 0.7342 0.9242
-0.250 0.0859 0.05145 0.04423 -0.0337 0.7310 0.9293
0.000 0.0737 0.05201 0.04476 -0.0289 0.7288 0.9338
0.250 0.1800 0.05108 0.04362 -0.0411 0.7238 0.9373
0.500 -0.0941 0.05646 0.04958 -0.0053 0.7994 0.9438
0.750 -0.0711 0.05707 0.05009 -0.0055 0.7938 0.9467
1.000 -0.0653 0.05720 0.05018 -0.0040 0.7860 0.9491
1.250 -0.0377 0.05771 0.05059 -0.0054 0.7782 0.9511
1.500 0.0087 0.05959 0.05236 -0.0095 0.7746 0.9525
1.750 -0.0219 0.05817 0.05094 -0.0017 0.7624 0.9557
2.000 0.0098 0.05938 0.05206 -0.0032 0.7583 0.9572
2.250 -0.0104 0.05857 0.05124 0.0028 0.7467 0.9602
2.500 0.0280 0.05980 0.05238 0.0001 0.7418 0.9611
2.750 0.0194 0.05971 0.05229 0.0035 0.7324 0.9631
3.000 0.0545 0.06067 0.05319 0.0013 0.7257 0.9648
3.250 0.0521 0.06098 0.05348 0.0040 0.7175 0.9670
3.500 0.0729 0.06149 0.05394 0.0042 0.7095 0.9686
3.750 0.1143 0.06336 0.05576 0.0014 0.7059 0.9699
4.000 0.1044 0.06278 0.05519 0.0047 0.6930 0.9726
4.250 0.1554 0.06486 0.05722 0.0004 0.6889 0.9734
4.500 0.1487 0.06450 0.05689 0.0030 0.6757 0.9754
4.750 0.1769 0.06604 0.05841 0.0014 0.6708 0.9768
5.000 0.2081 0.06488 0.05720 0.0014 0.6428 0.9784
5.250 0.2656 0.06287 0.05512 0.0000 0.6114 0.9796
5.500 0.3360 0.06224 0.05445 -0.0040 0.6057 0.9804
5.750 0.3164 0.06378 0.05603 -0.0015 0.5938 0.9835
6.000 0.3794 0.06328 0.05552 -0.0049 0.5894 0.9842
6.250 0.3696 0.06505 0.05735 -0.0040 0.5771 0.9868
6.500 0.4263 0.06460 0.05690 -0.0069 0.5734 0.9881
6.750 0.4208 0.06636 0.05873 -0.0063 0.5608 0.9916
7.000 0.4749 0.06583 0.05823 -0.0089 0.5575 0.9937
7.250 0.4683 0.06774 0.06019 -0.0082 0.5449 0.9986
7.500 0.5121 0.06694 0.05942 -0.0091 0.5419 1.0000
7.750 0.4820 0.06838 0.06089 -0.0043 0.5296 1.0000
8.000 0.5210 0.06751 0.06003 -0.0046 0.5266 1.0000
8.250 0.5092 0.06928 0.06185 -0.0027 0.5141 1.0000
8.500 0.5555 0.06834 0.06096 -0.0040 0.5112 1.0000
8.750 0.5517 0.07042 0.06309 -0.0035 0.4985 1.0000
9.000 0.6005 0.06929 0.06202 -0.0050 0.4959 1.0000
9.250 0.5996 0.07150 0.06429 -0.0050 0.4829 1.0000
9.500 0.6499 0.07008 0.06296 -0.0064 0.4805 1.0000
9.750 0.6507 0.07239 0.06533 -0.0067 0.4673 1.0000
10.000 0.7005 0.07077 0.06381 -0.0080 0.4648 1.0000
10.250 0.7032 0.07306 0.06618 -0.0085 0.4517 1.0000
10.500 0.7551 0.07095 0.06417 -0.0096 0.4495 1.0000
10.750 0.7574 0.07339 0.06669 -0.0101 0.4360 1.0000
11.000 0.8114 0.07073 0.06416 -0.0112 0.4343 1.0000
11.250 0.8136 0.07325 0.06676 -0.0116 0.4205 1.0000
11.500 0.8195 0.07555 0.06916 -0.0122 0.4076 1.0000
11.750 0.8742 0.07224 0.06598 -0.0130 0.4053 1.0000
12.000 0.9337 0.06800 0.06191 -0.0135 0.4040 1.0000
12.250 1.0009 0.06259 0.05666 -0.0141 0.4036 1.0000
12.500 1.0848 0.05554 0.04979 -0.0152 0.4034 1.0000
12.750 1.1015 0.05609 0.05044 -0.0154 0.3900 1.0000
13.000 1.1432 0.05396 0.04843 -0.0159 0.3785 1.0000
13.250 1.2090 0.04950 0.04401 -0.0168 0.3655 1.0000
13.500 1.2411 0.04862 0.04312 -0.0172 0.3476 1.0000
13.750 1.2659 0.04855 0.04298 -0.0173 0.3286 1.0000
14.000 1.2906 0.04856 0.04284 -0.0174 0.3089 1.0000
14.250 1.2915 0.05087 0.04514 -0.0171 0.2911 1.0000
14.500 1.2943 0.05310 0.04735 -0.0169 0.2735 1.0000
14.750 1.2976 0.05537 0.04956 -0.0168 0.2563 1.0000
15.000 1.3006 0.05770 0.05186 -0.0168 0.2400 1.0000
15.250 1.3035 0.06016 0.05426 -0.0168 0.2245 1.0000
15.500 1.3051 0.06277 0.05683 -0.0169 0.2098 1.0000
15.750 1.3062 0.06551 0.05953 -0.0170 0.1959 1.0000
16.000 1.3070 0.06832 0.06228 -0.0173 0.1828 1.0000
16.250 1.3088 0.07107 0.06495 -0.0176 0.1704 1.0000
16.500 1.3079 0.07417 0.06802 -0.0181 0.1588 1.0000
16.750 1.3020 0.07805 0.07201 -0.0187 0.1485 1.0000
17.000 1.3010 0.08134 0.07533 -0.0193 0.1385 1.0000
17.250 1.3044 0.08408 0.07795 -0.0199 0.1285 1.0000
17.500 1.2984 0.08818 0.08219 -0.0209 0.1201 1.0000
17.750 1.2973 0.09169 0.08574 -0.0217 0.1118 1.0000
18.000 1.3038 0.09406 0.08794 -0.0222 0.1029 1.0000
18.250 1.2935 0.09903 0.09318 -0.0238 0.0969 1.0000
18.500 1.2985 0.10171 0.09576 -0.0245 0.0894 1.0000
18.750 1.2914 0.10632 0.10056 -0.0261 0.0840 1.0000
19.000 1.2982 0.10878 0.10294 -0.0267 0.0778 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 603 AIRFOIL (e603-il)