EPPLER 654 AIRFOIL (e654-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 654 AIRFOIL (e654-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.12 at α=10° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e654-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e654-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-6.750 -0.5004 0.12804 0.12330 -0.0051 1.0000 0.2979
-6.500 -0.4672 0.12323 0.11846 -0.0036 1.0000 0.3059
-6.250 -0.5263 0.12387 0.11927 -0.0007 1.0000 0.3160
-6.000 -0.4831 0.11893 0.11424 0.0004 1.0000 0.3268
-5.750 -0.4983 0.11676 0.11215 0.0028 1.0000 0.3381
-5.500 -0.5475 0.11676 0.11228 0.0072 1.0000 0.3509
-5.250 -0.5129 0.11252 0.10800 0.0080 1.0000 0.3641
-5.000 -0.6087 0.07414 0.06809 -0.0402 1.0000 0.1297
-4.750 -0.5942 0.07007 0.06396 -0.0402 1.0000 0.1239
-4.500 -0.5690 0.06271 0.05553 -0.0450 1.0000 0.1125
-4.250 -0.5477 0.05896 0.05138 -0.0463 1.0000 0.1108
-4.000 -0.5236 0.05575 0.04761 -0.0477 1.0000 0.1110
-3.750 -0.4968 0.05315 0.04426 -0.0491 1.0000 0.1137
-3.500 -0.4744 0.05081 0.04177 -0.0495 1.0000 0.1170
-3.250 -0.4516 0.04934 0.04010 -0.0496 1.0000 0.1234
-3.000 -0.4264 0.04779 0.03814 -0.0499 1.0000 0.1314
-2.750 -0.4030 0.04681 0.03695 -0.0498 1.0000 0.1429
-2.500 -0.3803 0.04589 0.03598 -0.0495 1.0000 0.1589
-2.250 -0.3586 0.04510 0.03532 -0.0488 1.0000 0.1809
-2.000 -0.3371 0.04449 0.03487 -0.0480 1.0000 0.2148
-1.500 -0.2979 0.04237 0.03592 -0.0436 1.0000 0.5916
-1.250 -0.3082 0.04345 0.03721 -0.0329 1.0000 0.7467
-1.000 -0.3177 0.04402 0.03772 -0.0233 1.0000 0.8131
-0.750 -0.3271 0.04408 0.03770 -0.0142 1.0000 0.8690
-0.500 -0.3282 0.04390 0.03741 -0.0071 1.0000 0.9321
-0.250 -0.2513 0.04581 0.03885 -0.0175 1.0000 1.0000
0.000 -0.2472 0.04525 0.03808 -0.0161 1.0000 1.0000
0.250 -0.2370 0.04513 0.03771 -0.0157 1.0000 1.0000
0.500 -0.2217 0.04541 0.03775 -0.0162 1.0000 1.0000
0.750 -0.1899 0.04702 0.03905 -0.0198 0.9950 1.0000
1.000 -0.1577 0.04865 0.04040 -0.0233 0.9879 1.0000
1.250 -0.1223 0.05083 0.04229 -0.0274 0.9814 1.0000
1.500 -0.0870 0.05283 0.04404 -0.0314 0.9722 1.0000
1.750 -0.0592 0.05415 0.04517 -0.0339 0.9623 1.0000
2.000 -0.0286 0.05603 0.04685 -0.0370 0.9539 1.0000
2.250 0.0087 0.05852 0.04913 -0.0411 0.9443 1.0000
2.500 0.0315 0.05956 0.05004 -0.0426 0.9326 1.0000
2.750 0.0601 0.06156 0.05189 -0.0452 0.9239 1.0000
3.000 0.0944 0.06388 0.05406 -0.0486 0.9129 1.0000
3.250 0.1133 0.06490 0.05499 -0.0495 0.9011 1.0000
3.500 0.1565 0.06883 0.05876 -0.0544 0.8941 1.0000
3.750 0.1698 0.06900 0.05887 -0.0542 0.8803 1.0000
4.000 0.1892 0.07053 0.06033 -0.0552 0.8698 1.0000
4.250 0.2273 0.07375 0.06345 -0.0590 0.8604 1.0000
4.500 0.2388 0.07440 0.06407 -0.0587 0.8477 1.0000
4.750 0.2687 0.07734 0.06693 -0.0614 0.8401 1.0000
5.000 0.2908 0.07891 0.06846 -0.0626 0.8269 1.0000
5.250 0.3038 0.08027 0.06980 -0.0627 0.8158 1.0000
5.500 0.3438 0.08409 0.07356 -0.0666 0.8072 1.0000
5.750 0.3490 0.08453 0.07402 -0.0656 0.7940 1.0000
6.000 0.3702 0.08705 0.07652 -0.0670 0.7858 1.0000
6.250 0.3970 0.08945 0.07891 -0.0689 0.7735 1.0000
6.500 0.4042 0.09076 0.08023 -0.0685 0.7623 1.0000
6.750 0.4468 0.09518 0.08463 -0.0724 0.7542 1.0000
7.000 0.4455 0.09542 0.08492 -0.0709 0.7409 1.0000
7.250 0.4605 0.09782 0.08734 -0.0717 0.7322 1.0000
7.500 0.4905 0.10080 0.09034 -0.0738 0.7208 1.0000
7.750 0.4924 0.10211 0.09170 -0.0732 0.7095 1.0000
8.000 0.5284 0.10628 0.09589 -0.0761 0.7017 1.0000
8.250 0.5304 0.10719 0.09686 -0.0754 0.6887 1.0000
8.500 0.5406 0.10964 0.09935 -0.0759 0.6802 1.0000
8.750 0.5735 0.11311 0.10287 -0.0782 0.6690 1.0000
9.000 0.5693 0.11440 0.10422 -0.0774 0.6584 1.0000
9.250 0.5975 0.11819 0.10808 -0.0794 0.6504 1.0000
9.500 0.6049 0.11985 0.10981 -0.0795 0.6380 1.0000
9.750 0.6110 0.12237 0.11239 -0.0800 0.6296 1.0000
10.000 0.6476 0.12647 0.11656 -0.0823 0.6187 1.0000
10.250 0.6385 0.12756 0.11771 -0.0817 0.6084 1.0000
10.500 0.6560 0.13092 0.12117 -0.0830 0.6007 1.0000
10.750 0.6791 0.13387 0.12421 -0.0842 0.5882 1.0000
11.000 0.6736 0.13585 0.12625 -0.0843 0.5798 1.0000
11.250 0.6991 0.13962 0.13010 -0.0859 0.5707 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 654 AIRFOIL (e654-il)