EPPLER 604 AIRFOIL (e604-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 604 AIRFOIL (e604-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.18 at α=12° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e604-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e604-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 604 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.6387 0.09930 0.09416 -0.0404 1.0000 0.1387
-8.500 -0.6387 0.09519 0.09005 -0.0392 1.0000 0.1310
-8.250 -0.6881 0.09139 0.08622 -0.0369 1.0000 0.1274
-8.000 -0.7623 0.08626 0.08056 -0.0351 1.0000 0.1213
-7.750 -0.7538 0.08203 0.07642 -0.0338 1.0000 0.1175
-7.500 -0.7688 0.07738 0.07152 -0.0324 1.0000 0.1134
-7.250 -0.7911 0.07167 0.06492 -0.0313 1.0000 0.1062
-7.000 -0.7865 0.06781 0.06086 -0.0302 1.0000 0.1049
-6.750 -0.7820 0.06403 0.05668 -0.0292 1.0000 0.1046
-6.500 -0.7739 0.06048 0.05267 -0.0284 1.0000 0.1048
-6.250 -0.7619 0.05732 0.04902 -0.0277 1.0000 0.1053
-6.000 -0.7469 0.05433 0.04548 -0.0270 1.0000 0.1064
-5.750 -0.7297 0.05165 0.04233 -0.0262 1.0000 0.1076
-5.500 -0.7132 0.04939 0.04018 -0.0254 1.0000 0.1129
-5.250 -0.6942 0.04756 0.03802 -0.0246 1.0000 0.1183
-5.000 -0.6746 0.04565 0.03584 -0.0236 1.0000 0.1246
-4.750 -0.6555 0.04432 0.03440 -0.0224 1.0000 0.1349
-4.500 -0.6369 0.04304 0.03319 -0.0209 1.0000 0.1466
-4.250 -0.6186 0.04205 0.03228 -0.0189 1.0000 0.1623
-4.000 -0.6010 0.04123 0.03151 -0.0168 1.0000 0.1851
-3.750 -0.5862 0.04011 0.03080 -0.0146 1.0000 0.2195
-3.500 -0.5715 0.03773 0.02952 -0.0138 1.0000 0.3080
-3.250 -0.5867 0.03975 0.03385 0.0005 1.0000 0.6462
-3.000 -0.5935 0.04295 0.03687 0.0125 1.0000 0.7101
-2.750 -0.5973 0.04506 0.03884 0.0228 1.0000 0.7481
-2.500 -0.5974 0.04654 0.04017 0.0317 1.0000 0.7834
-2.250 -0.5920 0.04769 0.04112 0.0389 1.0000 0.8172
-2.000 -0.5769 0.04884 0.04203 0.0439 1.0000 0.8521
-1.750 -0.2672 0.05885 0.05065 -0.0002 1.0000 0.9649
-1.500 -0.2197 0.05954 0.05104 -0.0070 1.0000 0.9802
-1.250 -0.1787 0.06015 0.05143 -0.0127 1.0000 0.9910
-1.000 -0.1433 0.06093 0.05199 -0.0175 1.0000 0.9996
-0.750 -0.1378 0.06092 0.05188 -0.0163 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1341 0.06087 0.05174 -0.0147 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1305 0.06084 0.05162 -0.0131 1.0000 1.0000
0.000 -0.1267 0.06083 0.05153 -0.0115 1.0000 1.0000
0.250 -0.1230 0.06083 0.05144 -0.0098 1.0000 1.0000
0.500 -0.1194 0.06084 0.05139 -0.0082 1.0000 1.0000
0.750 -0.1159 0.06086 0.05134 -0.0065 1.0000 1.0000
1.000 -0.1125 0.06088 0.05129 -0.0048 1.0000 1.0000
1.250 -0.1092 0.06091 0.05127 -0.0032 1.0000 1.0000
1.500 -0.1060 0.06093 0.05122 -0.0014 1.0000 1.0000
1.750 -0.0943 0.06125 0.05149 -0.0015 0.9972 1.0000
2.000 -0.0688 0.06229 0.05246 -0.0042 0.9878 1.0000
2.250 -0.0475 0.06326 0.05337 -0.0061 0.9780 1.0000
2.500 -0.0274 0.06439 0.05443 -0.0077 0.9684 1.0000
2.750 -0.0056 0.06569 0.05567 -0.0095 0.9573 1.0000
3.000 0.0069 0.06590 0.05585 -0.0094 0.9453 1.0000
3.250 0.0175 0.06631 0.05623 -0.0090 0.9342 1.0000
3.500 0.0319 0.06744 0.05731 -0.0093 0.9255 1.0000
3.750 0.0472 0.06827 0.05812 -0.0096 0.9130 1.0000
4.000 0.0509 0.06816 0.05799 -0.0079 0.9012 1.0000
4.250 0.0611 0.06909 0.05889 -0.0074 0.8925 1.0000
4.500 0.0751 0.06994 0.05972 -0.0074 0.8804 1.0000
4.750 0.0757 0.06970 0.05948 -0.0052 0.8689 1.0000
5.000 0.0932 0.07141 0.06115 -0.0060 0.8611 1.0000
5.250 0.1065 0.07195 0.06169 -0.0060 0.8482 1.0000
5.500 0.1164 0.07263 0.06237 -0.0059 0.8378 1.0000
5.750 0.1537 0.07599 0.06571 -0.0101 0.8294 1.0000
6.000 0.1607 0.07601 0.06575 -0.0096 0.8167 1.0000
6.250 0.1784 0.07766 0.06742 -0.0110 0.8074 1.0000
6.500 0.2147 0.08076 0.07053 -0.0151 0.7969 1.0000
6.750 0.2236 0.08142 0.07123 -0.0152 0.7846 1.0000
7.000 0.2446 0.08361 0.07345 -0.0172 0.7755 1.0000
7.250 0.2802 0.08677 0.07665 -0.0211 0.7641 1.0000
7.500 0.2883 0.08767 0.07760 -0.0213 0.7516 1.0000
7.750 0.3068 0.08989 0.07987 -0.0231 0.7415 1.0000
8.000 0.3489 0.09395 0.08398 -0.0278 0.7307 1.0000
8.250 0.3536 0.09468 0.08478 -0.0277 0.7175 1.0000
8.500 0.3663 0.09670 0.08687 -0.0289 0.7067 1.0000
8.750 0.3980 0.10024 0.09046 -0.0322 0.6967 1.0000
9.000 0.4199 0.10256 0.09288 -0.0342 0.6830 1.0000
9.250 0.4255 0.10416 0.09454 -0.0346 0.6707 1.0000
9.500 0.4417 0.10684 0.09730 -0.0363 0.6604 1.0000
9.750 0.4753 0.11060 0.10114 -0.0396 0.6488 1.0000
10.000 0.4903 0.11267 0.10331 -0.0408 0.6347 1.0000
10.250 0.4929 0.11459 0.10531 -0.0413 0.6234 1.0000
10.500 0.5100 0.11763 0.10842 -0.0431 0.6133 1.0000
10.750 0.5398 0.12123 0.11214 -0.0457 0.6006 1.0000
11.000 0.5602 0.12391 0.11492 -0.0473 0.5860 1.0000
11.250 0.5541 0.12568 0.11675 -0.0475 0.5757 1.0000
11.500 0.6324 0.12311 0.11429 -0.0472 0.5063 1.0000
11.750 0.6326 0.12739 0.11867 -0.0490 0.5061 1.0000
12.000 0.6577 0.12691 0.11827 -0.0485 0.4715 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 604 AIRFOIL (e604-il)