E63 (4.25%) (e63-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: E63 (4.25%) (e63-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 51.97 at α=5.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e63-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e63-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: E63 (4.25%)
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.3703 0.12065 0.11386 -0.0218 1.0000 0.0933
-7.750 -0.3782 0.12075 0.11409 -0.0215 1.0000 0.0940
-7.500 -0.3895 0.12126 0.11473 -0.0211 1.0000 0.0944
-7.250 -0.3620 0.11156 0.10490 -0.0194 1.0000 0.1000
-7.000 -0.3629 0.10964 0.10305 -0.0183 1.0000 0.1031
-6.750 -0.3688 0.10858 0.10211 -0.0173 1.0000 0.1058
-6.500 -0.3740 0.10839 0.10204 -0.0187 1.0000 0.1076
-6.250 -0.3729 0.10635 0.10012 -0.0204 1.0000 0.1089
-6.000 -0.3641 0.10089 0.09466 -0.0160 1.0000 0.1139
-5.750 -0.3612 0.09874 0.09257 -0.0165 1.0000 0.1184
-5.500 -0.3557 0.09837 0.09230 -0.0232 1.0000 0.1219
-5.250 -0.3521 0.09357 0.08755 -0.0188 1.0000 0.1250
-5.000 -0.3455 0.09067 0.08470 -0.0186 1.0000 0.1314
-4.750 -0.3302 0.08875 0.08284 -0.0265 1.0000 0.1367
-4.500 -0.3279 0.08488 0.07901 -0.0215 1.0000 0.1422
-4.250 -0.3073 0.08227 0.07642 -0.0292 1.0000 0.1509
-4.000 -0.3021 0.07894 0.07313 -0.0261 1.0000 0.1585
-3.750 -0.2850 0.07570 0.06991 -0.0296 1.0000 0.1679
-3.500 -0.2641 0.07249 0.06670 -0.0338 1.0000 0.1804
-3.250 -0.2447 0.06925 0.06341 -0.0365 1.0000 0.1946
-3.000 -0.2263 0.06617 0.06034 -0.0381 1.0000 0.2113
-2.750 -0.1881 0.06317 0.05726 -0.0468 1.0000 0.2466
-2.500 -0.1831 0.06009 0.05427 -0.0427 1.0000 0.2654
-1.250 0.1977 0.03617 0.02787 -0.1154 1.0000 0.1493
-1.000 0.2606 0.03248 0.02345 -0.1226 1.0000 0.1181
-0.750 0.3120 0.03013 0.02038 -0.1272 1.0000 0.1110
-0.500 0.3518 0.02872 0.01855 -0.1296 1.0000 0.1186
-0.250 0.3903 0.02746 0.01681 -0.1313 1.0000 0.1233
0.000 0.4222 0.02644 0.01554 -0.1316 1.0000 0.1408
0.500 0.4897 0.02301 0.01356 -0.1325 1.0000 1.0000
0.750 0.5133 0.02356 0.01371 -0.1323 1.0000 1.0000
1.000 0.5360 0.02416 0.01403 -0.1320 1.0000 1.0000
1.250 0.5581 0.02482 0.01447 -0.1317 1.0000 1.0000
1.500 0.5797 0.02553 0.01500 -0.1315 1.0000 1.0000
1.750 0.6005 0.02630 0.01566 -0.1312 1.0000 1.0000
2.000 0.6207 0.02714 0.01643 -0.1309 1.0000 1.0000
2.250 0.6402 0.02806 0.01731 -0.1306 1.0000 1.0000
2.500 0.6590 0.02907 0.01830 -0.1303 1.0000 1.0000
2.750 0.6770 0.03017 0.01943 -0.1301 1.0000 1.0000
3.000 0.6941 0.03137 0.02073 -0.1299 1.0000 1.0000
3.250 0.7105 0.03271 0.02212 -0.1298 1.0000 1.0000
3.500 0.7260 0.03417 0.02366 -0.1298 1.0000 1.0000
3.750 0.7489 0.03588 0.02549 -0.1314 0.9955 1.0000
4.000 0.8079 0.03735 0.02721 -0.1392 0.9672 1.0000
4.250 0.8659 0.03806 0.02830 -0.1456 0.9401 1.0000
4.500 0.9266 0.03814 0.02873 -0.1516 0.9125 1.0000
4.750 0.9857 0.03756 0.02858 -0.1562 0.8816 1.0000
5.000 1.0494 0.03600 0.02755 -0.1601 0.8478 1.0000
5.250 1.1214 0.03277 0.02522 -0.1628 0.8093 1.0000
5.500 1.2141 0.02684 0.02029 -0.1646 0.7476 1.0000
5.750 1.2618 0.02428 0.01773 -0.1599 0.5923 1.0000
6.000 1.2610 0.02644 0.01838 -0.1518 0.3846 1.0000
6.250 1.2539 0.03124 0.02112 -0.1458 0.1895 1.0000
6.500 1.2814 0.03589 0.02493 -0.1447 0.1160 1.0000
6.750 1.3256 0.03994 0.02902 -0.1458 0.0975 1.0000
7.000 1.3597 0.04389 0.03327 -0.1457 0.0884 1.0000
7.250 1.3874 0.04797 0.03741 -0.1455 0.0803 1.0000
7.500 1.4109 0.05258 0.04264 -0.1438 0.0793 1.0000
7.750 1.4293 0.05757 0.04835 -0.1416 0.0794 1.0000
8.000 1.4442 0.06267 0.05406 -0.1390 0.0804 1.0000
8.250 1.4406 0.06742 0.05999 -0.1338 0.0841 1.0000
8.500 1.4376 0.07333 0.06656 -0.1302 0.0875 1.0000
8.750 1.4372 0.07932 0.07293 -0.1275 0.0905 1.0000
9.000 1.4302 0.08506 0.07918 -0.1243 0.0949 1.0000
9.250 1.4008 0.09068 0.08533 -0.1206 0.0984 1.0000
9.500 1.3793 0.09624 0.09114 -0.1180 0.1011 1.0000
9.750 1.3733 0.10255 0.09761 -0.1166 0.1072 1.0000
10.000 1.3384 0.10741 0.10265 -0.1151 0.1078 1.0000
10.250 1.3045 0.11366 0.10902 -0.1165 0.1085 1.0000
10.500 1.2702 0.12194 0.11728 -0.1216 0.1098 1.0000
10.750 1.2432 0.13263 0.12793 -0.1298 0.1139 1.0000
11.000 1.0638 0.13564 0.13137 -0.1174 0.1076 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to E63 (4.25%) (e63-il)