EPPLER 636 AIRFOIL (e636-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 636 AIRFOIL (e636-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 14.74 at α=1.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e636-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e636-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 636 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.4619 0.12786 0.12156 0.0054 1.0000 0.1823
-10.000 -0.4306 0.12130 0.11499 0.0077 1.0000 0.1927
-9.750 -0.4537 0.12073 0.11457 0.0039 1.0000 0.1977
-9.500 -0.4245 0.11477 0.10860 0.0060 1.0000 0.2093
-9.250 -0.4251 0.11146 0.10537 0.0048 1.0000 0.2165
-9.000 -0.4299 0.10920 0.10320 0.0035 1.0000 0.2276
-8.750 -0.4133 0.10481 0.09885 0.0044 1.0000 0.2398
-8.500 -0.4074 0.10130 0.09542 0.0044 1.0000 0.2520
-8.250 -0.4045 0.09810 0.09231 0.0042 1.0000 0.2658
-8.000 -0.3995 0.09493 0.08923 0.0046 1.0000 0.2826
-7.750 -0.3993 0.09211 0.08651 0.0049 1.0000 0.3021
-7.500 -0.4112 0.08996 0.08451 0.0048 1.0000 0.3203
-7.250 -0.3917 0.08639 0.08100 0.0072 1.0000 0.3496
-7.000 -0.3900 0.08394 0.07868 0.0094 1.0000 0.3817
-6.750 -0.3497 0.08015 0.07489 0.0136 1.0000 0.4366
-6.500 -0.3228 0.07724 0.07204 0.0174 1.0000 0.4973
-6.250 -0.3016 0.07502 0.06990 0.0217 1.0000 0.5660
-6.000 -0.2412 0.07060 0.06546 0.0231 1.0000 0.6550
-5.750 -0.1894 0.06644 0.06134 0.0222 1.0000 0.7380
-5.000 -0.2462 0.06069 0.05633 0.0219 1.0000 0.6579
-4.750 -0.2970 0.06053 0.05650 0.0222 0.9842 0.6166
-4.500 -0.3525 0.04843 0.04291 -0.0213 0.9289 0.2834
-4.250 -0.2923 0.04288 0.03559 -0.0282 0.9120 0.1624
-4.000 -0.2534 0.03967 0.03164 -0.0294 0.8930 0.1409
-3.750 -0.2164 0.03728 0.02865 -0.0300 0.8744 0.1309
-3.500 -0.1823 0.03520 0.02604 -0.0300 0.8566 0.1261
-3.250 -0.1500 0.03361 0.02407 -0.0298 0.8395 0.1270
-3.000 -0.1180 0.03224 0.02236 -0.0294 0.8230 0.1290
-2.750 -0.0834 0.03095 0.02075 -0.0294 0.8072 0.1307
-2.500 0.1732 0.02296 0.01550 -0.0602 0.7851 1.0000
-2.250 0.1935 0.02328 0.01530 -0.0589 0.7692 1.0000
-2.000 0.2135 0.02363 0.01527 -0.0577 0.7544 1.0000
-1.750 0.2334 0.02401 0.01534 -0.0566 0.7411 1.0000
-1.500 0.2539 0.02440 0.01542 -0.0555 0.7287 1.0000
-1.250 0.2747 0.02485 0.01564 -0.0546 0.7165 1.0000
-1.000 0.2955 0.02539 0.01598 -0.0541 0.7044 1.0000
-0.750 0.3161 0.02595 0.01635 -0.0533 0.6937 1.0000
-0.500 0.3361 0.02641 0.01658 -0.0519 0.6846 1.0000
-0.250 0.3569 0.02718 0.01725 -0.0517 0.6736 1.0000
0.000 0.3771 0.02789 0.01782 -0.0510 0.6646 1.0000
0.250 0.3971 0.02856 0.01835 -0.0501 0.6559 1.0000
0.500 0.4165 0.02954 0.01927 -0.0498 0.6469 1.0000
0.750 0.4363 0.03018 0.01976 -0.0485 0.6395 1.0000
1.000 0.4541 0.03145 0.02102 -0.0485 0.6306 1.0000
1.250 0.4738 0.03214 0.02159 -0.0471 0.6240 1.0000
1.500 0.4889 0.03373 0.02320 -0.0472 0.6157 1.0000
1.750 0.5080 0.03453 0.02390 -0.0459 0.6092 1.0000
2.000 0.5200 0.03639 0.02579 -0.0458 0.6019 1.0000
2.250 0.5355 0.03768 0.02705 -0.0448 0.5956 1.0000
2.500 0.5478 0.03933 0.02868 -0.0439 0.5894 1.0000
2.750 0.5537 0.04152 0.03089 -0.0432 0.5828 1.0000
3.000 0.5735 0.04243 0.03174 -0.0418 0.5778 1.0000
3.250 0.5652 0.04577 0.03513 -0.0410 0.5727 1.0000
3.500 0.5607 0.04851 0.03787 -0.0397 0.5680 1.0000
3.750 0.5754 0.04999 0.03933 -0.0384 0.5635 1.0000
4.000 0.5741 0.05264 0.04196 -0.0370 0.5607 1.0000
4.250 0.5538 0.05623 0.04553 -0.0350 0.5600 1.0000
4.500 0.5385 0.05929 0.04854 -0.0327 0.5603 1.0000
4.750 0.5329 0.06201 0.05123 -0.0309 0.5621 1.0000
6.250 0.4138 0.08055 0.06965 -0.0246 0.6721 1.0000
6.500 0.4209 0.08229 0.07137 -0.0235 0.6599 1.0000
6.750 0.4348 0.08466 0.07373 -0.0232 0.6501 1.0000
7.000 0.4643 0.08796 0.07706 -0.0244 0.6387 1.0000
7.250 0.4658 0.08917 0.07826 -0.0227 0.6251 1.0000
7.500 0.4678 0.09078 0.07989 -0.0214 0.6134 1.0000
7.750 0.4796 0.09323 0.08235 -0.0211 0.6038 1.0000
8.250 0.5056 0.09785 0.08703 -0.0204 0.5799 1.0000
8.500 0.5078 0.09979 0.08898 -0.0194 0.5694 1.0000
8.750 0.5318 0.10341 0.09268 -0.0202 0.5608 1.0000
9.250 0.5376 0.10701 0.09634 -0.0184 0.5366 1.0000
9.500 0.5482 0.10985 0.09923 -0.0183 0.5278 1.0000
9.750 0.5732 0.11348 0.10295 -0.0188 0.5167 1.0000
10.000 0.5661 0.11469 0.10417 -0.0177 0.5048 1.0000
10.250 0.5711 0.11737 0.10692 -0.0175 0.4964 1.0000
10.500 0.6025 0.12198 0.11165 -0.0183 0.4858 1.0000
10.750 0.5906 0.12269 0.11236 -0.0172 0.4741 1.0000
11.000 0.5936 0.12541 0.11513 -0.0171 0.4659 1.0000
11.250 0.6209 0.12987 0.11971 -0.0177 0.4559 1.0000
11.500 0.6097 0.13087 0.12072 -0.0171 0.4448 1.0000
11.750 0.6157 0.13393 0.12384 -0.0172 0.4364 1.0000
12.000 0.6342 0.13763 0.12768 -0.0175 0.4266 1.0000
12.250 0.6264 0.13938 0.12945 -0.0175 0.4175 1.0000
12.500 0.6442 0.14359 0.13376 -0.0179 0.4091 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 636 AIRFOIL (e636-il)