EPPLER 639 AIRFOIL (e639-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 639 AIRFOIL (e639-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 13.33 at α=0.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e639-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e639-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 639 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.2815 0.11467 0.10846 -0.0254 1.0000 0.1601
-9.250 -0.2705 0.11117 0.10501 -0.0249 1.0000 0.1680
-9.000 -0.2856 0.11062 0.10462 -0.0271 1.0000 0.1725
-8.750 -0.2660 0.10546 0.09952 -0.0257 1.0000 0.1792
-8.500 -0.2730 0.10384 0.09805 -0.0266 1.0000 0.1872
-8.250 -0.2688 0.10042 0.09475 -0.0263 1.0000 0.1928
-8.000 -0.2707 0.09833 0.09280 -0.0260 1.0000 0.2023
-7.750 -0.2737 0.09561 0.09026 -0.0255 1.0000 0.2083
-7.500 -0.2800 0.09387 0.08871 -0.0242 1.0000 0.2181
-7.250 -0.3121 0.09416 0.08934 -0.0216 1.0000 0.2195
-7.000 -0.3445 0.09514 0.09058 -0.0150 1.0000 0.2184
-6.750 -0.3770 0.09622 0.09185 -0.0095 1.0000 0.2165
-6.500 -0.3596 0.09226 0.08787 -0.0204 0.9810 0.2358
-6.250 -0.3159 0.08668 0.08228 -0.0231 0.9679 0.2630
-6.000 -0.2964 0.08299 0.07856 -0.0301 0.9484 0.2991
-5.500 -0.2101 0.07443 0.07004 -0.0287 0.9250 0.4239
-5.250 -0.0738 0.06708 0.06255 -0.0242 0.9283 0.6258
-5.000 0.1968 0.04907 0.04418 -0.0545 0.9284 0.9787
-4.500 0.1441 0.05088 0.04591 -0.0468 0.8846 0.8369
-4.250 0.0709 0.05256 0.04770 -0.0411 0.8619 0.7266
-4.000 0.0160 0.05233 0.04757 -0.0390 0.8421 0.6511
-3.750 -0.0365 0.05179 0.04712 -0.0370 0.8252 0.6033
-3.500 -0.0273 0.04635 0.03971 -0.0724 0.8077 0.2670
-3.250 0.0049 0.04414 0.03665 -0.0735 0.7951 0.2025
-3.000 0.0322 0.04279 0.03453 -0.0728 0.7837 0.1726
-2.750 0.0678 0.04056 0.03179 -0.0730 0.7752 0.1550
-2.500 0.0877 0.03947 0.03037 -0.0715 0.7637 0.1464
-2.250 0.1109 0.03893 0.02937 -0.0702 0.7533 0.1397
-2.000 0.1460 0.03739 0.02751 -0.0703 0.7454 0.1363
-1.750 0.1624 0.03731 0.02721 -0.0688 0.7347 0.1371
-1.500 0.1927 0.03670 0.02628 -0.0684 0.7267 0.1399
-1.250 0.2188 0.03651 0.02586 -0.0679 0.7174 0.1417
-1.000 0.2525 0.03598 0.02530 -0.0687 0.7091 0.1467
-0.750 0.2800 0.03586 0.02505 -0.0683 0.7013 0.1560
-0.500 0.2958 0.03618 0.02539 -0.0669 0.6937 0.1701
-0.250 0.3128 0.03628 0.02557 -0.0654 0.6862 0.1923
0.000 0.3258 0.03517 0.02567 -0.0634 0.6807 0.3724
0.250 0.4588 0.03441 0.02507 -0.0799 0.6704 1.0000
0.500 0.4681 0.03577 0.02624 -0.0779 0.6639 1.0000
0.750 0.4675 0.03763 0.02798 -0.0752 0.6569 1.0000
1.000 0.4936 0.03824 0.02833 -0.0746 0.6520 1.0000
1.250 0.4688 0.04140 0.03150 -0.0703 0.6460 1.0000
1.500 0.4670 0.04339 0.03339 -0.0678 0.6408 1.0000
1.750 0.5034 0.04377 0.03352 -0.0681 0.6360 1.0000
2.000 0.4627 0.04765 0.03743 -0.0629 0.6329 1.0000
2.250 0.4371 0.05058 0.04030 -0.0586 0.6314 1.0000
2.500 0.4260 0.05305 0.04270 -0.0560 0.6300 1.0000
2.750 0.4210 0.05546 0.04501 -0.0542 0.6302 1.0000
3.000 0.4212 0.05787 0.04733 -0.0532 0.6323 1.0000
3.250 0.4272 0.06018 0.04955 -0.0526 0.6341 1.0000
4.750 0.3543 0.07588 0.06517 -0.0471 0.7492 1.0000
5.000 0.3677 0.07769 0.06689 -0.0467 0.7378 1.0000
5.250 0.4038 0.08125 0.07033 -0.0492 0.7293 1.0000
5.500 0.4061 0.08201 0.07104 -0.0473 0.7163 1.0000
5.750 0.4136 0.08359 0.07256 -0.0463 0.7055 1.0000
6.000 0.4501 0.08744 0.07634 -0.0487 0.6981 1.0000
6.250 0.4512 0.08817 0.07704 -0.0469 0.6849 1.0000
6.500 0.4567 0.08974 0.07858 -0.0459 0.6740 1.0000
6.750 0.4912 0.09361 0.08240 -0.0480 0.6672 1.0000
7.000 0.4895 0.09433 0.08311 -0.0461 0.6546 1.0000
7.250 0.4960 0.09618 0.08495 -0.0454 0.6442 1.0000
7.500 0.5273 0.09981 0.08857 -0.0470 0.6366 1.0000
7.750 0.5242 0.10074 0.08949 -0.0454 0.6249 1.0000
8.000 0.5353 0.10316 0.09191 -0.0452 0.6164 1.0000
8.250 0.5584 0.10608 0.09485 -0.0460 0.6064 1.0000
8.500 0.5567 0.10750 0.09628 -0.0448 0.5960 1.0000
8.750 0.5930 0.11216 0.10097 -0.0468 0.5895 1.0000
9.000 0.5850 0.11260 0.10144 -0.0451 0.5772 1.0000
9.250 0.5896 0.11482 0.10368 -0.0448 0.5686 1.0000
9.500 0.6144 0.11827 0.10718 -0.0457 0.5600 1.0000
9.750 0.6106 0.11968 0.10861 -0.0448 0.5494 1.0000
10.000 0.6379 0.12397 0.11297 -0.0460 0.5428 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 639 AIRFOIL (e639-il)