Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

EPPLER 654 AIRFOIL (e654-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 654 AIRFOIL (e654-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 32.75 at α=12.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e654-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-e654-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: EPPLER 654 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.250  -0.1611   0.14417   0.13945  -0.0812   0.9651   0.0809
 -13.000  -0.1495   0.14036   0.13563  -0.0859   0.9612   0.0850
 -12.750  -0.1576   0.13776   0.13305  -0.0945   0.9581   0.0872
 -12.500  -0.1292   0.13183   0.12709  -0.0950   0.9540   0.0892
 -12.250  -0.1048   0.12787   0.12309  -0.0973   0.9502   0.0925
 -12.000  -0.0905   0.12399   0.11919  -0.1018   0.9469   0.0966
 -11.750  -0.1048   0.12085   0.11609  -0.1117   0.9435   0.1000
 -11.500  -0.0647   0.11578   0.11096  -0.1095   0.9398   0.1044
 -11.250  -0.0521   0.11234   0.10751  -0.1126   0.9349   0.1101
 -11.000  -0.0770   0.10930   0.10452  -0.1233   0.9297   0.1140
 -10.750  -0.0305   0.10384   0.09899  -0.1218   0.9284   0.1170
 -10.500  -0.0151   0.10098   0.09609  -0.1227   0.9232   0.1223
 -10.250  -0.0520   0.09858   0.09379  -0.1316   0.9154   0.1287
 -10.000  -0.0104   0.09358   0.08872  -0.1301   0.9139   0.1314
  -9.750   0.0135   0.09022   0.08530  -0.1319   0.9113   0.1361
  -9.250  -0.0070   0.08437   0.07955  -0.1360   0.8981   0.1465
  -9.000   0.0155   0.08127   0.07641  -0.1366   0.8954   0.1496
  -8.750   0.0126   0.07929   0.07446  -0.1361   0.8898   0.1534
  -7.250  -0.3360   0.06075   0.05503  -0.1107   0.8444   0.0661
  -7.000  -0.3165   0.05744   0.05162  -0.1113   0.8427   0.0634
  -6.750  -0.3434   0.05751   0.05165  -0.1044   0.8386   0.0630
  -6.500  -0.3575   0.05617   0.05015  -0.1000   0.8360   0.0615
  -6.250  -0.3637   0.05220   0.04515  -0.0973   0.8346   0.0562
  -6.000  -0.3523   0.05005   0.04274  -0.0961   0.8324   0.0557
  -5.750  -0.3331   0.04777   0.04005  -0.0959   0.8301   0.0555
  -5.500  -0.3092   0.04578   0.03755  -0.0960   0.8283   0.0560
  -5.250  -0.2837   0.04427   0.03590  -0.0965   0.8267   0.0587
  -5.000  -0.4802   0.05300   0.04590  -0.0682   0.9388   0.0554
  -4.750  -0.4517   0.05026   0.04266  -0.0695   0.9334   0.0552
  -4.500  -0.4191   0.04839   0.04024  -0.0711   0.9305   0.0557
  -4.250  -0.3846   0.04766   0.03934  -0.0733   0.9282   0.0594
  -4.000  -0.3722   0.04647   0.03804  -0.0715   0.9212   0.0620
  -3.750  -0.3400   0.04556   0.03678  -0.0725   0.9158   0.0662
  -3.500  -0.3059   0.04534   0.03658  -0.0742   0.9128   0.0730
  -3.250  -0.2738   0.04559   0.03682  -0.0756   0.9108   0.0849
  -3.000  -0.2627   0.04420   0.03553  -0.0736   0.9006   0.0956
  -2.750  -0.2270   0.04413   0.03563  -0.0757   0.8966   0.1215
  -2.500  -0.1872   0.04463   0.03645  -0.0788   0.8944   0.1747
  -2.250  -0.1805   0.04304   0.03540  -0.0767   0.8855   0.2415
  -2.000  -0.1531   0.04225   0.03653  -0.0773   0.8809   0.5626
  -1.750  -0.1242   0.04469   0.03916  -0.0757   0.8771   0.6943
  -1.500  -0.1284   0.04425   0.03870  -0.0703   0.8666   0.7262
  -1.250  -0.1069   0.04586   0.04022  -0.0676   0.8614   0.7665
  -1.000  -0.1051   0.04620   0.04050  -0.0630   0.8525   0.7915
  -0.750  -0.0926   0.04699   0.04123  -0.0590   0.8457   0.8185
  -0.500  -0.0708   0.04877   0.04290  -0.0563   0.8422   0.8471
  -0.250  -0.0809   0.04777   0.04189  -0.0502   0.8303   0.8650
   0.000  -0.0629   0.04874   0.04274  -0.0472   0.8257   0.8920
   0.250  -0.0690   0.04831   0.04229  -0.0419   0.8168   0.9114
   0.500  -0.0490   0.04876   0.04264  -0.0401   0.8099   0.9379
   0.750   0.0038   0.05108   0.04480  -0.0445   0.8065   0.9671
   1.000   0.0268   0.05071   0.04438  -0.0465   0.7938   0.9877
   1.250   0.0805   0.05290   0.04637  -0.0521   0.7895   1.0000
   2.000   0.1234   0.05410   0.04730  -0.0517   0.7605   1.0000
   2.250   0.1794   0.05614   0.04917  -0.0568   0.7547   1.0000
   2.500   0.1808   0.05621   0.04921  -0.0553   0.7420   1.0000
   2.750   0.2344   0.05822   0.05107  -0.0598   0.7360   1.0000
   3.000   0.3111   0.05440   0.04700  -0.0617   0.6870   1.0000
   3.250   0.3216   0.05541   0.04797  -0.0615   0.6757   1.0000
   3.500   0.3737   0.05564   0.04811  -0.0647   0.6697   1.0000
   3.750   0.3809   0.05687   0.04933  -0.0643   0.6584   1.0000
   4.000   0.4307   0.05703   0.04940  -0.0671   0.6531   1.0000
   4.250   0.4379   0.05842   0.05078  -0.0668   0.6418   1.0000
   4.500   0.4841   0.05856   0.05087  -0.0692   0.6369   1.0000
   4.750   0.4928   0.05999   0.05230  -0.0690   0.6257   1.0000
   5.000   0.5367   0.06008   0.05234  -0.0711   0.6209   1.0000
   5.250   0.5458   0.06160   0.05387  -0.0708   0.6099   1.0000
   5.500   0.5876   0.06163   0.05388  -0.0726   0.6052   1.0000
   5.750   0.5976   0.06315   0.05541  -0.0724   0.5943   1.0000
   6.000   0.6385   0.06305   0.05529  -0.0739   0.5896   1.0000
   6.250   0.6481   0.06464   0.05691  -0.0736   0.5787   1.0000
   6.500   0.6881   0.06442   0.05669  -0.0749   0.5742   1.0000
   6.750   0.7367   0.06361   0.05589  -0.0766   0.5719   1.0000
   7.000   0.7368   0.06569   0.05801  -0.0757   0.5588   1.0000
   7.250   0.7460   0.06733   0.05968  -0.0753   0.5476   1.0000
   7.500   0.7851   0.06680   0.05917  -0.0762   0.5434   1.0000
   7.750   0.8327   0.06549   0.05791  -0.0773   0.5412   1.0000
   8.000   0.8330   0.06771   0.06017  -0.0764   0.5279   1.0000
   8.250   0.8802   0.06615   0.05866  -0.0773   0.5258   1.0000
   8.500   0.8808   0.06842   0.06099  -0.0764   0.5125   1.0000
   8.750   0.9275   0.06663   0.05926  -0.0770   0.5104   1.0000
   9.000   0.9289   0.06884   0.06152  -0.0762   0.4970   1.0000
   9.250   0.9366   0.07063   0.06338  -0.0756   0.4855   1.0000
   9.500   0.9772   0.06899   0.06182  -0.0757   0.4817   1.0000
   9.750   1.0255   0.06641   0.05933  -0.0760   0.4799   1.0000
  10.000   1.0753   0.06344   0.05647  -0.0762   0.4787   1.0000
  10.250   1.0759   0.06571   0.05880  -0.0752   0.4649   1.0000
  10.500   1.0804   0.06767   0.06084  -0.0743   0.4522   1.0000
  10.750   1.1300   0.06418   0.05746  -0.0741   0.4506   1.0000
  11.000   1.1876   0.05964   0.05306  -0.0741   0.4499   1.0000
  11.250   1.2572   0.05405   0.04759  -0.0746   0.4493   1.0000
  11.500   1.3520   0.04650   0.04016  -0.0767   0.4477   1.0000
  11.750   1.3708   0.04656   0.04028  -0.0758   0.4339   1.0000
  12.000   1.4010   0.04565   0.03942  -0.0753   0.4198   1.0000
  12.250   1.4322   0.04476   0.03852  -0.0750   0.4044   1.0000
  12.500   1.4563   0.04460   0.03832  -0.0743   0.3878   1.0000
  12.750   1.4742   0.04502   0.03870  -0.0734   0.3709   1.0000
  13.000   1.4871   0.04589   0.03953  -0.0722   0.3540   1.0000
  13.250   1.4959   0.04715   0.04074  -0.0709   0.3375   1.0000
  13.500   1.5015   0.04871   0.04227  -0.0696   0.3215   1.0000
  13.750   1.5045   0.05055   0.04410  -0.0682   0.3061   1.0000
  14.000   1.5064   0.05256   0.04609  -0.0669   0.2912   1.0000
  14.250   1.5074   0.05470   0.04824  -0.0656   0.2768   1.0000
  14.500   1.5089   0.05689   0.05042  -0.0645   0.2630   1.0000
  14.750   1.5106   0.05912   0.05263  -0.0635   0.2495   1.0000
  15.000   1.5138   0.06125   0.05473  -0.0626   0.2365   1.0000
  15.250   1.5184   0.06328   0.05669  -0.0618   0.2237   1.0000
  15.500   1.5146   0.06623   0.05970  -0.0610   0.2122   1.0000
  15.750   1.5113   0.06928   0.06283  -0.0604   0.2011   1.0000
  16.000   1.5127   0.07186   0.06540  -0.0598   0.1902   1.0000
  16.250   1.5192   0.07390   0.06733  -0.0594   0.1792   1.0000
  16.500   1.5109   0.07770   0.07131  -0.0591   0.1702   1.0000
  16.750   1.5109   0.08064   0.07428  -0.0589   0.1610   1.0000
  17.000   1.5197   0.08249   0.07600  -0.0586   0.1510   1.0000
  17.250   1.5074   0.08705   0.08082  -0.0588   0.1440   1.0000
  17.500   1.5131   0.08937   0.08308  -0.0587   0.1357   1.0000
  17.750   1.5058   0.09342   0.08730  -0.0591   0.1290   1.0000
  18.000   1.5092   0.09613   0.09000  -0.0592   0.1219   1.0000
  18.250   1.5033   0.10011   0.09413  -0.0598   0.1158   1.0000
  18.500   1.5082   0.10266   0.09667  -0.0601   0.1095   1.0000
  18.750   1.4981   0.10735   0.10159  -0.0611   0.1047   1.0000
  19.000   1.5106   0.10881   0.10293  -0.0611   0.0983   1.0000
  19.250   1.4938   0.11464   0.10908  -0.0629   0.0951   1.0000
<< Back to EPPLER 654 AIRFOIL (e654-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 654 AIRFOIL (e654-il)