EPPLER 603 AIRFOIL (e603-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 603 AIRFOIL (e603-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 10.2 at α=15.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e603-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-e603-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.750 -0.3820 0.08532 0.07878 -0.0921 0.9547 0.0459
-11.500 -0.3962 0.07852 0.07181 -0.0979 0.9418 0.0457
-11.250 -0.4117 0.07258 0.06563 -0.1023 0.9287 0.0455
-11.000 -0.4245 0.06757 0.06034 -0.1054 0.9163 0.0454
-10.750 -0.4360 0.06316 0.05557 -0.1072 0.9047 0.0455
-10.500 -0.4439 0.05930 0.05131 -0.1081 0.8943 0.0457
-10.250 -0.4530 0.05641 0.04803 -0.1070 0.8822 0.0460
-10.000 -0.4460 0.05412 0.04558 -0.1068 0.8741 0.0473
-9.750 -0.4401 0.05231 0.04361 -0.1057 0.8651 0.0487
-9.500 -0.4316 0.05014 0.04111 -0.1051 0.8587 0.0504
-9.250 -0.4279 0.04826 0.03891 -0.1031 0.8501 0.0518
-9.000 -0.4137 0.04585 0.03600 -0.1022 0.8444 0.0535
-8.750 -0.3939 0.04389 0.03376 -0.1017 0.8386 0.0554
-8.500 -0.3749 0.04263 0.03244 -0.1011 0.8323 0.0587
-8.250 -0.3450 0.04094 0.03034 -0.1015 0.8280 0.0636
-8.000 -0.3048 0.03935 0.02871 -0.1033 0.8251 0.0697
-7.750 -0.2654 0.03821 0.02746 -0.1044 0.8208 0.0786
-7.500 -0.2314 0.03739 0.02652 -0.1048 0.8165 0.0894
-7.250 -0.2044 0.03658 0.02569 -0.1045 0.8123 0.1026
-7.000 -0.1824 0.03570 0.02486 -0.1039 0.8085 0.1192
-6.750 -0.1743 0.03521 0.02449 -0.1015 0.8029 0.1367
-6.500 -0.1671 0.03463 0.02404 -0.0990 0.7976 0.1612
-6.250 -0.1617 0.03385 0.02352 -0.0965 0.7934 0.1948
-6.000 -0.1621 0.03300 0.02306 -0.0932 0.7897 0.2441
-5.750 -0.1780 0.03296 0.02339 -0.0873 0.7830 0.2848
-5.500 -0.1112 0.03520 0.02703 -0.0864 0.7815 0.5332
-5.250 -0.1065 0.03611 0.02777 -0.0820 0.7769 0.5847
-5.000 -0.0983 0.03702 0.02847 -0.0781 0.7735 0.6239
-4.750 -0.1226 0.03786 0.02931 -0.0706 0.7672 0.6468
-4.500 -0.1133 0.03918 0.03046 -0.0666 0.7627 0.6732
-4.250 -0.0939 0.04032 0.03138 -0.0639 0.7593 0.6990
-4.000 -0.0622 0.04137 0.03214 -0.0629 0.7568 0.7240
-3.750 -0.0548 0.04238 0.03304 -0.0591 0.7524 0.7428
-3.500 -0.0454 0.04337 0.03392 -0.0557 0.7476 0.7593
-3.250 -0.0144 0.04387 0.03419 -0.0556 0.7443 0.7748
-3.000 0.0221 0.04398 0.03407 -0.0569 0.7417 0.7870
-2.750 0.0469 0.04396 0.03385 -0.0566 0.7392 0.7986
-2.500 0.0117 0.04506 0.03501 -0.0473 0.7323 0.8112
-2.250 0.0389 0.04534 0.03513 -0.0478 0.7284 0.8186
-2.000 0.0398 0.04550 0.03519 -0.0440 0.7245 0.8287
-1.750 0.0805 0.04534 0.03482 -0.0466 0.7224 0.8341
-1.500 0.0340 0.04642 0.03599 -0.0357 0.7150 0.8450
-1.250 0.0441 0.04678 0.03624 -0.0338 0.7102 0.8508
-1.000 0.0455 0.04683 0.03620 -0.0302 0.7065 0.8582
-0.750 0.0763 0.04671 0.03592 -0.0313 0.7043 0.8622
-0.500 0.0345 0.04784 0.03713 -0.0220 0.6958 0.8702
-0.250 0.0316 0.04799 0.03720 -0.0180 0.6912 0.8761
0.000 0.0596 0.04801 0.03708 -0.0188 0.6885 0.8791
0.250 0.0886 0.04794 0.03688 -0.0195 0.6863 0.8822
0.500 0.0352 0.04885 0.03786 -0.0088 0.6770 0.8903
0.750 0.0575 0.04903 0.03794 -0.0089 0.6733 0.8930
1.000 0.0835 0.04909 0.03788 -0.0093 0.6705 0.8955
1.250 0.0717 0.04969 0.03847 -0.0049 0.6641 0.9002
1.500 0.0683 0.04997 0.03870 -0.0012 0.6586 0.9049
1.750 0.0913 0.05016 0.03882 -0.0014 0.6551 0.9070
2.000 0.1205 0.05025 0.03881 -0.0022 0.6525 0.9089
2.500 0.1205 0.05143 0.03995 0.0030 0.6398 0.9168
2.750 0.1429 0.05155 0.04001 0.0031 0.6367 0.9191
3.000 0.1463 0.05235 0.04080 0.0048 0.6301 0.9222
3.250 0.1601 0.05293 0.04136 0.0054 0.6245 0.9252
3.500 0.1851 0.05322 0.04161 0.0050 0.6208 0.9277
3.750 0.2000 0.05376 0.04212 0.0056 0.6159 0.9304
4.000 0.2030 0.05458 0.04295 0.0072 0.6085 0.9338
4.250 0.2302 0.05500 0.04336 0.0063 0.6045 0.9360
4.500 0.2640 0.05524 0.04357 0.0049 0.6017 0.9381
4.750 0.2583 0.05662 0.04501 0.0067 0.5919 0.9421
5.000 0.2843 0.05704 0.04542 0.0060 0.5877 0.9446
5.250 0.2992 0.05787 0.04627 0.0060 0.5816 0.9474
5.500 0.3150 0.05885 0.04730 0.0057 0.5745 0.9502
5.750 0.3466 0.05923 0.04770 0.0043 0.5706 0.9528
6.000 0.3537 0.06056 0.04909 0.0045 0.5620 0.9567
6.250 0.3784 0.06118 0.04975 0.0036 0.5565 0.9600
6.500 0.4145 0.06145 0.05008 0.0018 0.5532 0.9624
6.750 0.4171 0.06319 0.05190 0.0019 0.5426 0.9662
7.000 0.4502 0.06352 0.05227 0.0004 0.5385 0.9693
7.250 0.4571 0.06517 0.05402 0.0000 0.5285 0.9736
7.500 0.4896 0.06553 0.05446 -0.0016 0.5237 0.9779
7.750 0.4977 0.06707 0.05610 -0.0020 0.5138 0.9855
8.000 0.5252 0.06728 0.05638 -0.0028 0.5086 1.0000
8.250 0.5294 0.06883 0.05800 -0.0024 0.4989 1.0000
8.500 0.5563 0.06914 0.05839 -0.0031 0.4935 1.0000
8.750 0.5628 0.07082 0.06015 -0.0032 0.4836 1.0000
9.000 0.5913 0.07111 0.06051 -0.0041 0.4782 1.0000
9.250 0.5980 0.07298 0.06248 -0.0044 0.4678 1.0000
9.500 0.6284 0.07312 0.06272 -0.0053 0.4625 1.0000
9.750 0.6343 0.07520 0.06489 -0.0057 0.4516 1.0000
10.000 0.6665 0.07516 0.06498 -0.0067 0.4466 1.0000
10.250 0.6712 0.07741 0.06734 -0.0071 0.4348 1.0000
10.500 0.7062 0.07705 0.06710 -0.0080 0.4304 1.0000
10.750 0.7093 0.07957 0.06972 -0.0086 0.4180 1.0000
11.000 0.7457 0.07894 0.06923 -0.0094 0.4140 1.0000
11.250 0.7480 0.08163 0.07203 -0.0100 0.4011 1.0000
11.500 0.7554 0.08391 0.07443 -0.0107 0.3898 1.0000
11.750 0.7878 0.08343 0.07411 -0.0112 0.3841 1.0000
12.250 0.8284 0.08499 0.07594 -0.0124 0.3673 1.0000
12.500 0.8296 0.08810 0.07917 -0.0132 0.3542 1.0000
13.000 0.8694 0.08954 0.08091 -0.0141 0.3370 1.0000
13.500 0.9113 0.09043 0.08209 -0.0148 0.3202 1.0000
13.750 0.9101 0.09408 0.08586 -0.0158 0.3069 1.0000
14.250 0.9534 0.09455 0.08661 -0.0163 0.2896 1.0000
14.500 0.9510 0.09852 0.09070 -0.0175 0.2767 1.0000
15.000 0.9971 0.09834 0.09079 -0.0177 0.2591 1.0000
15.250 0.9926 0.10274 0.09530 -0.0191 0.2467 1.0000
15.500 1.0093 0.10363 0.09630 -0.0194 0.2371 1.0000
15.750 1.0408 0.10200 0.09478 -0.0189 0.2282 1.0000
16.000 1.0293 0.10764 0.10053 -0.0209 0.2166 1.0000
16.250 1.0455 0.10856 0.10153 -0.0212 0.2069 1.0000
16.500 1.0753 0.10708 0.10008 -0.0207 0.1973 1.0000
16.750 1.0536 0.11463 0.10778 -0.0236 0.1869 1.0000
17.000 1.0694 0.11556 0.10878 -0.0240 0.1779 1.0000
17.250 1.0835 0.11674 0.11000 -0.0245 0.1685 1.0000
17.500 1.0593 0.12516 0.11857 -0.0282 0.1601 1.0000
17.750 1.0935 0.12245 0.11581 -0.0270 0.1514 1.0000
18.000 1.0537 0.13422 0.12781 -0.0326 0.1441 1.0000
18.250 1.0808 0.13270 0.12628 -0.0319 0.1365 1.0000
18.500 1.0347 0.14656 0.14030 -0.0390 0.1299 1.0000
18.750 1.0681 0.14337 0.13712 -0.0375 0.1229 1.0000
19.000 1.0079 0.16164 0.15547 -0.0474 0.1165 1.0000
19.250 1.0601 0.15339 0.14727 -0.0433 0.1105 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 603 AIRFOIL (e603-il)