EPPLER 603 AIRFOIL (e603-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 603 AIRFOIL (e603-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.97 at α=11° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e603-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e603-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.3352 0.12458 0.11917 -0.0324 0.9765 0.3469
-9.000 -0.4651 0.10541 0.10019 -0.0503 0.9749 0.1805
-8.750 -0.5579 0.09573 0.09055 -0.0540 0.9733 0.1556
-8.500 -0.5862 0.09172 0.08647 -0.0529 0.9713 0.1463
-8.250 -0.6286 0.08889 0.08360 -0.0494 0.9708 0.1434
-8.000 -0.6806 0.08584 0.08038 -0.0444 0.9723 0.1400
-7.750 -0.7072 0.08237 0.07666 -0.0408 0.9736 0.1335
-7.500 -0.7214 0.07882 0.07299 -0.0379 0.9749 0.1294
-7.250 -0.7739 0.07512 0.06844 -0.0311 0.9842 0.1217
-7.000 -0.8066 0.07353 0.06702 -0.0219 1.0000 0.1223
-6.750 -0.7995 0.06989 0.06319 -0.0206 1.0000 0.1190
-6.500 -0.7941 0.06608 0.05912 -0.0193 1.0000 0.1163
-6.250 -0.7875 0.06238 0.05499 -0.0182 1.0000 0.1144
-6.000 -0.7775 0.05918 0.05135 -0.0172 1.0000 0.1141
-5.750 -0.7646 0.05639 0.04814 -0.0163 1.0000 0.1150
-5.500 -0.7492 0.05379 0.04510 -0.0154 1.0000 0.1160
-5.250 -0.7318 0.05139 0.04225 -0.0145 1.0000 0.1170
-5.000 -0.7129 0.04937 0.03976 -0.0136 1.0000 0.1194
-4.750 -0.6941 0.04751 0.03765 -0.0127 1.0000 0.1236
-4.500 -0.6755 0.04616 0.03627 -0.0118 1.0000 0.1294
-4.250 -0.6551 0.04501 0.03474 -0.0106 1.0000 0.1364
-4.000 -0.6366 0.04386 0.03375 -0.0093 1.0000 0.1465
-3.750 -0.6174 0.04306 0.03301 -0.0075 1.0000 0.1596
-3.500 -0.5993 0.04249 0.03256 -0.0053 1.0000 0.1785
-3.250 -0.5834 0.04178 0.03210 -0.0030 1.0000 0.2071
-3.000 -0.5706 0.04039 0.03132 -0.0009 1.0000 0.2654
-2.750 -0.0806 0.06135 0.05307 -0.0483 0.9480 0.9936
-2.500 -0.1587 0.06138 0.05329 -0.0321 0.9893 0.9975
-2.250 -0.1801 0.06133 0.05315 -0.0258 1.0000 1.0000
-2.000 -0.1765 0.06117 0.05284 -0.0243 1.0000 1.0000
-1.750 -0.1726 0.06107 0.05259 -0.0227 1.0000 1.0000
-1.500 -0.1683 0.06102 0.05240 -0.0211 1.0000 1.0000
-1.250 -0.1639 0.06101 0.05226 -0.0195 1.0000 1.0000
-1.000 -0.1592 0.06105 0.05217 -0.0179 1.0000 1.0000
-0.750 -0.1544 0.06112 0.05212 -0.0163 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1495 0.06122 0.05209 -0.0147 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1445 0.06135 0.05212 -0.0131 1.0000 1.0000
0.000 -0.1394 0.06150 0.05216 -0.0114 1.0000 1.0000
0.250 -0.1342 0.06167 0.05224 -0.0098 1.0000 1.0000
0.500 -0.1291 0.06186 0.05234 -0.0082 1.0000 1.0000
0.750 -0.1239 0.06207 0.05245 -0.0066 1.0000 1.0000
1.000 -0.1187 0.06231 0.05260 -0.0049 1.0000 1.0000
1.250 -0.1136 0.06254 0.05276 -0.0033 1.0000 1.0000
1.500 -0.1085 0.06280 0.05295 -0.0017 1.0000 1.0000
1.750 -0.0791 0.06402 0.05408 -0.0051 0.9909 1.0000
2.000 -0.0514 0.06532 0.05530 -0.0080 0.9793 1.0000
2.250 -0.0273 0.06658 0.05649 -0.0101 0.9677 1.0000
2.500 -0.0014 0.06831 0.05813 -0.0124 0.9561 1.0000
2.750 0.0180 0.06910 0.05886 -0.0134 0.9430 1.0000
3.000 0.0329 0.06968 0.05940 -0.0135 0.9297 1.0000
3.250 0.0461 0.07040 0.06008 -0.0132 0.9175 1.0000
3.500 0.0623 0.07167 0.06131 -0.0135 0.9073 1.0000
3.750 0.0835 0.07317 0.06277 -0.0145 0.8950 1.0000
4.000 0.0896 0.07330 0.06287 -0.0129 0.8818 1.0000
4.250 0.0985 0.07408 0.06363 -0.0118 0.8709 1.0000
4.500 0.1224 0.07623 0.06573 -0.0131 0.8609 1.0000
4.750 0.1234 0.07598 0.06548 -0.0106 0.8474 1.0000
5.000 0.1294 0.07670 0.06619 -0.0090 0.8374 1.0000
5.250 0.1509 0.07866 0.06813 -0.0098 0.8271 1.0000
5.500 0.1480 0.07833 0.06780 -0.0068 0.8145 1.0000
5.750 0.1580 0.07962 0.06908 -0.0059 0.8060 1.0000
6.000 0.1709 0.08065 0.07011 -0.0053 0.7940 1.0000
6.250 0.1691 0.08073 0.07020 -0.0027 0.7827 1.0000
6.500 0.1978 0.08377 0.07323 -0.0046 0.7749 1.0000
6.750 0.1944 0.08323 0.07271 -0.0021 0.7618 1.0000
7.000 0.2059 0.08473 0.07423 -0.0021 0.7532 1.0000
7.250 0.2307 0.08695 0.07647 -0.0038 0.7422 1.0000
7.500 0.2350 0.08768 0.07724 -0.0031 0.7309 1.0000
7.750 0.2749 0.09192 0.08152 -0.0070 0.7233 1.0000
8.000 0.2727 0.09170 0.08134 -0.0056 0.7103 1.0000
8.250 0.2865 0.09372 0.08340 -0.0065 0.7013 1.0000
8.500 0.3163 0.09667 0.08643 -0.0091 0.6907 1.0000
8.750 0.3193 0.09769 0.08750 -0.0089 0.6793 1.0000
9.000 0.3548 0.10188 0.09175 -0.0124 0.6717 1.0000
9.250 0.3591 0.10261 0.09256 -0.0123 0.6587 1.0000
9.500 0.3687 0.10471 0.09473 -0.0131 0.6496 1.0000
9.750 0.4045 0.10865 0.09876 -0.0164 0.6393 1.0000
10.000 0.4016 0.10947 0.09965 -0.0160 0.6280 1.0000
10.250 0.4264 0.11313 0.10339 -0.0185 0.6205 1.0000
10.500 0.4411 0.11519 0.10556 -0.0198 0.6078 1.0000
10.750 0.4452 0.11724 0.10768 -0.0205 0.5986 1.0000
11.000 0.4839 0.12199 0.11254 -0.0239 0.5891 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 603 AIRFOIL (e603-il)