E61 (5.64%) (e61-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: E61 (5.64%) (e61-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 46.87 at α=7.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e61-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e61-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: E61 (5.64%)
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.000 -0.3478 0.12034 0.11426 -0.0195 1.0000 0.0963
-6.750 -0.3617 0.12085 0.11489 -0.0180 1.0000 0.0970
-6.500 -0.3707 0.12135 0.11551 -0.0192 1.0000 0.0975
-6.250 -0.3547 0.11319 0.10734 -0.0145 1.0000 0.1028
-6.000 -0.3574 0.11143 0.10564 -0.0134 1.0000 0.1061
-5.750 -0.3622 0.11056 0.10486 -0.0138 1.0000 0.1096
-5.500 -0.3644 0.11059 0.10498 -0.0174 1.0000 0.1111
-5.250 -0.3620 0.10613 0.10059 -0.0144 1.0000 0.1136
-5.000 -0.3591 0.10303 0.09753 -0.0125 1.0000 0.1187
-4.750 -0.3548 0.10142 0.09596 -0.0151 1.0000 0.1235
-4.500 -0.3443 0.09956 0.09416 -0.0211 1.0000 0.1262
-4.250 -0.3441 0.09563 0.09021 -0.0162 1.0000 0.1301
-4.000 -0.3331 0.09326 0.08786 -0.0192 1.0000 0.1370
-3.750 -0.3187 0.09021 0.08483 -0.0234 1.0000 0.1415
-3.500 -0.3106 0.08718 0.08183 -0.0228 1.0000 0.1490
-3.250 -0.2906 0.08404 0.07869 -0.0279 1.0000 0.1563
-3.000 -0.2624 0.08100 0.07561 -0.0352 1.0000 0.1685
-2.750 -0.2361 0.07787 0.07244 -0.0405 1.0000 0.1820
-2.500 -0.2312 0.07475 0.06936 -0.0374 1.0000 0.1907
-2.250 -0.1951 0.07141 0.06596 -0.0454 1.0000 0.2108
-2.000 -0.1628 0.06853 0.06302 -0.0511 1.0000 0.2376
-1.750 -0.1430 0.06569 0.06019 -0.0524 1.0000 0.2658
-0.250 0.1943 0.04664 0.03967 -0.1110 1.0000 0.2560
0.000 0.1597 0.04679 0.04045 -0.0969 1.0000 0.3963
0.250 0.1207 0.04586 0.03999 -0.0800 1.0000 0.5224
0.500 0.4048 0.03979 0.03001 -0.1387 1.0000 0.1328
0.750 0.4407 0.03942 0.02919 -0.1406 1.0000 0.1356
1.000 0.4701 0.03929 0.02869 -0.1412 1.0000 0.1437
1.250 0.4986 0.03937 0.02863 -0.1419 1.0000 0.1696
1.500 0.5436 0.03706 0.02810 -0.1443 1.0000 1.0000
1.750 0.5637 0.03820 0.02872 -0.1441 1.0000 1.0000
2.000 0.5827 0.03941 0.02963 -0.1439 1.0000 1.0000
2.250 0.6011 0.04068 0.03069 -0.1438 1.0000 1.0000
2.500 0.6190 0.04203 0.03186 -0.1438 1.0000 1.0000
2.750 0.6362 0.04345 0.03316 -0.1437 1.0000 1.0000
3.000 0.6578 0.04507 0.03469 -0.1447 0.9966 1.0000
3.250 0.7075 0.04704 0.03655 -0.1506 0.9752 1.0000
3.500 0.7502 0.04858 0.03805 -0.1548 0.9568 1.0000
3.750 0.7879 0.04985 0.03930 -0.1579 0.9388 1.0000
4.250 0.8614 0.05205 0.04157 -0.1633 0.9029 1.0000
4.500 0.9015 0.05294 0.04261 -0.1661 0.8852 1.0000
4.750 0.9403 0.05372 0.04349 -0.1684 0.8671 1.0000
5.000 0.9738 0.05444 0.04436 -0.1699 0.8473 1.0000
5.250 1.0212 0.05459 0.04470 -0.1727 0.8294 1.0000
5.500 1.0501 0.05514 0.04555 -0.1730 0.8075 1.0000
5.750 1.1010 0.05452 0.04522 -0.1754 0.7887 1.0000
6.000 1.1331 0.05450 0.04547 -0.1753 0.7654 1.0000
6.250 1.1987 0.05199 0.04340 -0.1777 0.7465 1.0000
6.500 1.2406 0.05035 0.04227 -0.1771 0.7214 1.0000
6.750 1.3010 0.04635 0.03885 -0.1768 0.6964 1.0000
7.000 1.4068 0.03741 0.03091 -0.1787 0.6604 1.0000
7.250 1.4676 0.03252 0.02647 -0.1766 0.5920 1.0000
7.500 1.4848 0.03168 0.02541 -0.1706 0.5026 1.0000
7.750 1.4828 0.03302 0.02608 -0.1635 0.4083 1.0000
8.000 1.4713 0.03554 0.02788 -0.1564 0.3251 1.0000
8.250 1.4577 0.03888 0.03039 -0.1498 0.2468 1.0000
8.500 1.4417 0.04248 0.03332 -0.1439 0.1810 1.0000
8.750 1.4325 0.04650 0.03674 -0.1392 0.1237 1.0000
9.250 1.5329 0.05635 0.04642 -0.1428 0.0651 1.0000
9.500 1.5786 0.06306 0.05357 -0.1448 0.0613 1.0000
9.750 1.5921 0.06807 0.05921 -0.1424 0.0608 1.0000
10.000 1.5970 0.07314 0.06484 -0.1393 0.0609 1.0000
10.250 1.5963 0.07821 0.07039 -0.1359 0.0612 1.0000
10.500 1.5920 0.08345 0.07603 -0.1326 0.0617 1.0000
10.750 1.5882 0.08927 0.08215 -0.1298 0.0623 1.0000
11.000 1.5689 0.09239 0.08572 -0.1248 0.0630 1.0000
11.250 1.5362 0.09550 0.08930 -0.1198 0.0638 1.0000
11.500 1.5023 0.10001 0.09422 -0.1165 0.0647 1.0000
11.750 1.4702 0.10553 0.10009 -0.1152 0.0655 1.0000
12.000 1.4390 0.11185 0.10671 -0.1158 0.0665 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to E61 (5.64%) (e61-il)