EPPLER 642 AIRFOIL (e642-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 642 AIRFOIL (e642-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 43.68 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e642-il-100000.txt Download as CSV file: xf-e642-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 642 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.3450 0.11616 0.11198 -0.0461 0.9981 0.1046
-10.500 -0.3305 0.11153 0.10734 -0.0514 0.9906 0.1102
-10.250 -0.3631 0.10565 0.10153 -0.0686 0.9780 0.1142
-10.000 -0.3122 0.10143 0.09723 -0.0626 0.9769 0.1179
-9.750 -0.2937 0.09718 0.09296 -0.0667 0.9722 0.1242
-9.500 -0.3460 0.08975 0.08553 -0.0865 0.9580 0.1292
-9.250 -0.2766 0.08732 0.08310 -0.0776 0.9595 0.1346
-9.000 -0.2960 0.08135 0.07713 -0.0884 0.9481 0.1431
-8.750 -0.2809 0.07629 0.07205 -0.0916 0.9439 0.1479
-8.500 -0.2705 0.07327 0.06901 -0.0927 0.9358 0.1539
-8.250 -0.3472 0.07223 0.06762 -0.0936 0.9188 0.1597
-8.000 -0.2872 0.06654 0.06217 -0.0952 0.9193 0.1667
-7.750 -0.3527 0.06768 0.06283 -0.0914 0.9062 0.1753
-7.500 -0.2977 0.06149 0.05697 -0.0937 0.9059 0.1828
-7.250 -0.3037 0.05900 0.05435 -0.0927 0.9001 0.1948
-6.750 -0.3404 0.04708 0.04090 -0.0854 0.8858 0.0927
-6.500 -0.3343 0.04181 0.03460 -0.0814 0.8821 0.0688
-6.250 -0.3424 0.04097 0.03360 -0.0759 0.8752 0.0677
-6.000 -0.3298 0.03896 0.03125 -0.0738 0.8714 0.0664
-5.750 -0.3082 0.03691 0.02879 -0.0729 0.8688 0.0664
-5.500 -0.2842 0.03491 0.02638 -0.0721 0.8662 0.0655
-5.250 -0.2962 0.03496 0.02629 -0.0657 0.8597 0.0650
-5.000 -0.2761 0.03364 0.02466 -0.0643 0.8566 0.0646
-4.750 -0.2436 0.03213 0.02292 -0.0648 0.8542 0.0656
-4.500 -0.2043 0.03069 0.02131 -0.0665 0.8523 0.0679
-4.250 -0.2142 0.03110 0.02166 -0.0604 0.8472 0.0692
-4.000 -0.2110 0.03118 0.02163 -0.0564 0.8427 0.0715
-3.750 -0.1851 0.03016 0.02077 -0.0564 0.8398 0.0789
-3.500 -0.1550 0.02925 0.01989 -0.0567 0.8375 0.0890
-3.250 -0.1485 0.02903 0.01974 -0.0533 0.8339 0.1029
-3.000 -0.1630 0.02939 0.02017 -0.0467 0.8286 0.1168
-2.750 0.2041 0.02837 0.02154 -0.0915 0.8406 0.9394
-2.500 0.3007 0.02719 0.02003 -0.1044 0.8399 0.9700
-2.250 0.3756 0.02595 0.01855 -0.1143 0.8380 0.9892
-2.000 0.4292 0.02515 0.01757 -0.1204 0.8357 1.0000
-1.750 0.4317 0.02603 0.01845 -0.1178 0.8295 1.0000
-1.500 0.4450 0.02643 0.01878 -0.1164 0.8248 1.0000
-1.250 0.4659 0.02656 0.01881 -0.1159 0.8213 1.0000
-1.000 0.4657 0.02764 0.01988 -0.1126 0.8150 1.0000
-0.750 0.4751 0.02826 0.02046 -0.1104 0.8096 1.0000
-0.500 0.4978 0.02839 0.02051 -0.1100 0.8059 1.0000
-0.250 0.4861 0.02991 0.02204 -0.1049 0.7983 1.0000
0.000 0.4996 0.03040 0.02250 -0.1031 0.7929 1.0000
0.250 0.5294 0.03035 0.02238 -0.1036 0.7897 1.0000
0.500 0.4987 0.03244 0.02451 -0.0955 0.7795 1.0000
0.750 0.5281 0.03244 0.02445 -0.0960 0.7755 1.0000
1.000 0.5005 0.03430 0.02634 -0.0882 0.7656 1.0000
1.250 0.5254 0.03448 0.02649 -0.0879 0.7608 1.0000
1.500 0.5518 0.03468 0.02665 -0.0878 0.7563 1.0000
1.750 0.5244 0.03635 0.02834 -0.0800 0.7456 1.0000
2.000 0.5739 0.03586 0.02783 -0.0832 0.7429 1.0000
2.250 0.5229 0.03803 0.03002 -0.0718 0.7298 1.0000
2.500 0.5038 0.03929 0.03127 -0.0650 0.7198 1.0000
2.750 0.5313 0.03943 0.03141 -0.0650 0.7140 1.0000
3.000 0.5648 0.03949 0.03147 -0.0658 0.7089 1.0000
3.250 0.5471 0.04060 0.03258 -0.0593 0.6981 1.0000
3.500 0.6080 0.03991 0.03192 -0.0638 0.6957 1.0000
3.750 0.5673 0.04160 0.03361 -0.0542 0.6821 1.0000
4.000 0.5511 0.04276 0.03476 -0.0483 0.6708 1.0000
4.250 0.5912 0.04241 0.03444 -0.0495 0.6662 1.0000
4.500 0.6480 0.04161 0.03371 -0.0529 0.6635 1.0000
4.750 0.6198 0.04293 0.03503 -0.0453 0.6502 1.0000
5.000 0.5993 0.04415 0.03625 -0.0389 0.6377 1.0000
5.250 0.6487 0.04328 0.03544 -0.0409 0.6343 1.0000
5.500 0.6282 0.04446 0.03663 -0.0346 0.6215 1.0000
5.750 0.6810 0.04330 0.03556 -0.0368 0.6187 1.0000
6.000 0.6599 0.04445 0.03672 -0.0304 0.6055 1.0000
6.250 0.7042 0.04338 0.03574 -0.0313 0.6017 1.0000
6.500 0.6955 0.04401 0.03639 -0.0264 0.5899 1.0000
6.750 0.6841 0.04488 0.03727 -0.0214 0.5776 1.0000
7.000 0.7340 0.04319 0.03571 -0.0225 0.5746 1.0000
7.250 0.7953 0.04080 0.03348 -0.0246 0.5732 1.0000
7.500 0.7333 0.04426 0.03686 -0.0153 0.5512 1.0000
7.750 0.7771 0.04248 0.03522 -0.0155 0.5470 1.0000
8.000 0.8334 0.03967 0.03257 -0.0164 0.5453 1.0000
8.250 0.8910 0.03658 0.02967 -0.0173 0.5437 1.0000
8.500 0.8706 0.03866 0.03177 -0.0128 0.5258 1.0000
8.750 0.9621 0.03313 0.02649 -0.0160 0.5284 1.0000
9.000 0.9904 0.03182 0.02532 -0.0148 0.5174 1.0000
9.250 1.0222 0.03042 0.02405 -0.0139 0.5052 1.0000
9.500 1.0689 0.02834 0.02209 -0.0145 0.4909 1.0000
9.750 1.1262 0.02613 0.01992 -0.0166 0.4707 1.0000
10.000 1.1280 0.02654 0.02034 -0.0130 0.4494 1.0000
10.250 1.1493 0.02631 0.02002 -0.0115 0.4244 1.0000
10.500 1.1532 0.02701 0.02068 -0.0087 0.3998 1.0000
10.750 1.1593 0.02781 0.02141 -0.0063 0.3748 1.0000
11.000 1.1668 0.02868 0.02212 -0.0041 0.3502 1.0000
11.250 1.1661 0.03008 0.02351 -0.0017 0.3272 1.0000
11.500 1.1705 0.03135 0.02463 0.0002 0.3045 1.0000
11.750 1.1690 0.03303 0.02628 0.0023 0.2828 1.0000
12.000 1.1692 0.03465 0.02776 0.0041 0.2618 1.0000
12.250 1.1646 0.03670 0.02980 0.0059 0.2412 1.0000
12.500 1.1590 0.03886 0.03190 0.0075 0.2214 1.0000
12.750 1.1543 0.04110 0.03402 0.0088 0.2025 1.0000
13.000 1.1474 0.04366 0.03662 0.0100 0.1838 1.0000
13.250 1.1407 0.04638 0.03932 0.0109 0.1656 1.0000
13.500 1.1355 0.04912 0.04199 0.0117 0.1488 1.0000
13.750 1.1292 0.05212 0.04487 0.0124 0.1323 1.0000
14.000 1.1217 0.05547 0.04823 0.0128 0.1149 1.0000
14.250 1.1123 0.05916 0.05187 0.0131 0.0982 1.0000
14.500 1.1043 0.06287 0.05547 0.0133 0.0840 1.0000
14.750 1.0995 0.06634 0.05885 0.0137 0.0719 1.0000
15.000 1.1007 0.06924 0.06172 0.0142 0.0626 1.0000
15.250 1.1097 0.07130 0.06370 0.0150 0.0566 1.0000
15.500 1.1159 0.07382 0.06635 0.0152 0.0522 1.0000
15.750 1.1317 0.07536 0.06778 0.0160 0.0480 1.0000
16.000 1.1375 0.07824 0.07093 0.0160 0.0459 1.0000
16.250 1.1443 0.08114 0.07405 0.0162 0.0442 1.0000
16.500 1.1493 0.08426 0.07737 0.0160 0.0429 1.0000
16.750 1.1519 0.08771 0.08101 0.0157 0.0419 1.0000
17.000 1.1523 0.09147 0.08496 0.0151 0.0413 1.0000
17.250 1.1494 0.09573 0.08941 0.0142 0.0408 1.0000
17.500 1.1420 0.10063 0.09452 0.0129 0.0404 1.0000
17.750 1.1287 0.10627 0.10040 0.0108 0.0403 1.0000
18.000 1.1038 0.11374 0.10820 0.0072 0.0408 1.0000
18.250 1.0729 0.12288 0.11768 0.0023 0.0414 1.0000
18.500 1.0115 0.13920 0.13442 -0.0081 0.0434 1.0000
18.750 0.9465 0.15976 0.15516 -0.0211 0.0463 1.0000
19.000 0.9153 0.17426 0.16964 -0.0291 0.0478 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 642 AIRFOIL (e642-il)