E62 (5.62%) (e62-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: E62 (5.62%) (e62-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 48 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e62-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e62-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: E62 (5.62%)
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 -0.3546 0.10779 0.10146 -0.0216 1.0000 0.1248
-6.750 -0.3660 0.10749 0.10129 -0.0208 1.0000 0.1271
-6.500 -0.3756 0.10782 0.10176 -0.0232 1.0000 0.1284
-6.250 -0.3656 0.10195 0.09592 -0.0187 1.0000 0.1322
-6.000 -0.3644 0.09954 0.09356 -0.0176 1.0000 0.1370
-5.750 -0.3676 0.09862 0.09274 -0.0200 1.0000 0.1416
-5.500 -0.3659 0.09608 0.09029 -0.0213 1.0000 0.1440
-5.250 -0.3618 0.09247 0.08672 -0.0176 1.0000 0.1499
-5.000 -0.3527 0.09183 0.08610 -0.0267 1.0000 0.1569
-4.750 -0.3525 0.08741 0.08171 -0.0203 1.0000 0.1609
-4.500 -0.3347 0.08583 0.08013 -0.0294 1.0000 0.1714
-4.250 -0.3363 0.08187 0.07624 -0.0226 1.0000 0.1759
-4.000 -0.3208 0.07909 0.07347 -0.0272 1.0000 0.1873
-3.750 -0.3049 0.07626 0.07063 -0.0304 1.0000 0.2009
-3.500 -0.2922 0.07324 0.06763 -0.0312 1.0000 0.2155
-3.250 -0.2816 0.07024 0.06466 -0.0305 1.0000 0.2317
-3.000 -0.2580 0.06743 0.06181 -0.0350 1.0000 0.2574
-2.750 -0.2393 0.06479 0.05915 -0.0366 1.0000 0.2839
-2.500 -0.2296 0.06166 0.05609 -0.0345 1.0000 0.3031
-2.250 -0.2132 0.05896 0.05337 -0.0345 1.0000 0.3351
-1.250 0.1256 0.03767 0.02913 -0.1018 1.0000 0.1277
-1.000 0.1666 0.03524 0.02629 -0.1053 1.0000 0.1226
-0.750 0.2074 0.03334 0.02383 -0.1083 1.0000 0.1211
-0.500 0.2448 0.03185 0.02182 -0.1102 1.0000 0.1197
-0.250 0.2784 0.03082 0.02036 -0.1114 1.0000 0.1235
0.000 0.3090 0.03006 0.01929 -0.1118 1.0000 0.1347
0.250 0.3392 0.02945 0.01859 -0.1123 1.0000 0.1748
0.500 0.3741 0.02617 0.01727 -0.1123 1.0000 1.0000
0.750 0.3961 0.02690 0.01745 -0.1120 1.0000 1.0000
1.000 0.4172 0.02768 0.01786 -0.1118 1.0000 1.0000
1.250 0.4377 0.02850 0.01841 -0.1116 1.0000 1.0000
1.500 0.4578 0.02937 0.01907 -0.1115 1.0000 1.0000
1.750 0.4773 0.03030 0.01981 -0.1113 1.0000 1.0000
2.000 0.4964 0.03128 0.02065 -0.1111 1.0000 1.0000
2.250 0.5150 0.03232 0.02159 -0.1110 1.0000 1.0000
2.500 0.5332 0.03343 0.02262 -0.1109 1.0000 1.0000
2.750 0.5509 0.03460 0.02375 -0.1108 1.0000 1.0000
3.000 0.5680 0.03585 0.02499 -0.1108 1.0000 1.0000
3.250 0.6093 0.03759 0.02671 -0.1153 0.9863 1.0000
3.500 0.6535 0.03912 0.02828 -0.1201 0.9675 1.0000
3.750 0.6981 0.04044 0.02967 -0.1245 0.9494 1.0000
4.000 0.7377 0.04154 0.03092 -0.1279 0.9302 1.0000
4.250 0.7815 0.04248 0.03200 -0.1316 0.9108 1.0000
4.500 0.8212 0.04328 0.03297 -0.1344 0.8899 1.0000
4.750 0.8692 0.04376 0.03368 -0.1379 0.8693 1.0000
5.000 0.9076 0.04416 0.03440 -0.1397 0.8460 1.0000
5.250 0.9556 0.04403 0.03459 -0.1421 0.8229 1.0000
5.500 1.0151 0.04291 0.03391 -0.1451 0.7992 1.0000
5.750 1.0703 0.04119 0.03278 -0.1465 0.7720 1.0000
6.000 1.1497 0.03680 0.02914 -0.1484 0.7432 1.0000
6.250 1.2249 0.03163 0.02483 -0.1481 0.6997 1.0000
6.500 1.2694 0.02781 0.02146 -0.1435 0.6269 1.0000
6.750 1.2758 0.02658 0.01966 -0.1345 0.4936 1.0000
7.000 1.2622 0.02880 0.02048 -0.1261 0.3285 1.0000
7.250 1.2440 0.03301 0.02315 -0.1193 0.1905 1.0000
7.500 1.2556 0.03782 0.02697 -0.1162 0.1146 1.0000
7.750 1.3031 0.04174 0.03075 -0.1178 0.0891 1.0000
8.000 1.3460 0.04573 0.03478 -0.1194 0.0780 1.0000
8.250 1.3794 0.04986 0.03952 -0.1190 0.0752 1.0000
8.500 1.4031 0.05430 0.04455 -0.1176 0.0744 1.0000
8.750 1.4185 0.05895 0.04980 -0.1153 0.0746 1.0000
9.000 1.4277 0.06378 0.05518 -0.1127 0.0756 1.0000
9.250 1.4333 0.06884 0.06071 -0.1100 0.0769 1.0000
9.500 1.4383 0.07433 0.06654 -0.1077 0.0783 1.0000
9.750 1.4393 0.07937 0.07201 -0.1051 0.0798 1.0000
10.000 1.4045 0.08313 0.07656 -0.0992 0.0826 1.0000
10.250 1.3778 0.08763 0.08144 -0.0952 0.0844 1.0000
10.500 1.3512 0.09221 0.08628 -0.0921 0.0856 1.0000
10.750 1.3252 0.09728 0.09156 -0.0905 0.0868 1.0000
11.000 1.2998 0.10295 0.09740 -0.0904 0.0879 1.0000
11.250 1.2772 0.10931 0.10388 -0.0917 0.0892 1.0000
11.500 1.2784 0.11578 0.11045 -0.0923 0.0926 1.0000
11.750 1.2368 0.12410 0.11888 -0.0981 0.0933 1.0000
12.000 1.1852 0.13947 0.13422 -0.1121 0.0968 1.0000
12.250 1.1771 0.14877 0.14347 -0.1171 0.1026 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to E62 (5.62%) (e62-il)