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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 654 AIRFOIL (e654-il)