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=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 654 AIRFOIL (e654-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 12.79 at α=12.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e654-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-e654-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.750  -0.1413   0.11667   0.10971  -0.1003   0.9277   0.0488
 -11.500  -0.1346   0.11258   0.10562  -0.1030   0.9213   0.0487
 -11.250  -0.1304   0.10742   0.10046  -0.1071   0.9162   0.0489
 -11.000  -0.1213   0.10265   0.09566  -0.1110   0.9122   0.0487
 -10.750  -0.1172   0.09855   0.09156  -0.1136   0.9061   0.0484
 -10.500  -0.1157   0.09373   0.08674  -0.1168   0.9004   0.0482
 -10.250  -0.1138   0.08834   0.08134  -0.1208   0.8959   0.0478
 -10.000  -0.1190   0.08315   0.07615  -0.1240   0.8898   0.0473
  -9.750  -0.1315   0.07726   0.07025  -0.1279   0.8832   0.0467
  -9.500  -0.1486   0.07106   0.06396  -0.1328   0.8777   0.0460
  -9.250  -0.1786   0.06755   0.06039  -0.1329   0.8684   0.0455
  -9.000  -0.2040   0.06415   0.05683  -0.1330   0.8613   0.0450
  -8.750  -0.2337   0.06260   0.05519  -0.1296   0.8528   0.0448
  -8.500  -0.2530   0.06029   0.05268  -0.1274   0.8464   0.0447
  -8.250  -0.2599   0.05734   0.04941  -0.1267   0.8423   0.0448
  -8.000  -0.2801   0.05650   0.04843  -0.1218   0.8345   0.0448
  -7.750  -0.2841   0.05431   0.04593  -0.1197   0.8293   0.0452
  -7.500  -0.2776   0.05170   0.04292  -0.1189   0.8259   0.0460
  -7.250  -0.2811   0.05023   0.04113  -0.1158   0.8210   0.0471
  -7.000  -0.2851   0.04902   0.03958  -0.1123   0.8152   0.0483
  -6.750  -0.2715   0.04756   0.03794  -0.1113   0.8116   0.0507
  -6.500  -0.2505   0.04595   0.03605  -0.1112   0.8089   0.0540
  -6.250  -0.2249   0.04407   0.03378  -0.1113   0.8069   0.0574
  -6.000  -0.2383   0.04433   0.03406  -0.1057   0.8003   0.0587
  -5.750  -0.2261   0.04361   0.03319  -0.1038   0.7962   0.0630
  -5.500  -0.2045   0.04256   0.03202  -0.1031   0.7932   0.0686
  -5.250  -0.1781   0.04155   0.03083  -0.1029   0.7910   0.0770
  -5.000  -0.1501   0.04065   0.02984  -0.1031   0.7892   0.0884
  -4.750  -0.1660   0.04116   0.03042  -0.0973   0.7824   0.0915
  -4.500  -0.1511   0.04072   0.02995  -0.0957   0.7786   0.1043
  -4.250  -0.1297   0.04007   0.02932  -0.0951   0.7757   0.1240
  -4.000  -0.1052   0.03928   0.02863  -0.0952   0.7734   0.1537
  -3.750  -0.0784   0.03835   0.02798  -0.0960   0.7716   0.2043
  -3.500  -0.0856   0.03872   0.02854  -0.0920   0.7653   0.2347
  -3.250  -0.0688   0.03812   0.02845  -0.0916   0.7615   0.3235
  -3.000  -0.0510   0.03768   0.02875  -0.0902   0.7585   0.4552
  -2.750  -0.0384   0.03812   0.02968  -0.0858   0.7560   0.5679
  -2.500  -0.0235   0.03889   0.03040  -0.0825   0.7530   0.6406
  -2.250  -0.0255   0.03991   0.03136  -0.0781   0.7470   0.6789
  -2.000  -0.0139   0.04067   0.03197  -0.0749   0.7431   0.7174
  -1.750   0.0001   0.04129   0.03244  -0.0715   0.7399   0.7489
  -1.500   0.0183   0.04172   0.03271  -0.0686   0.7374   0.7778
  -1.250   0.0153   0.04248   0.03341  -0.0640   0.7316   0.7988
  -1.000   0.0221   0.04298   0.03379  -0.0604   0.7270   0.8221
  -0.750   0.0348   0.04325   0.03393  -0.0572   0.7234   0.8445
  -0.500   0.0533   0.04338   0.03391  -0.0548   0.7207   0.8675
   0.000   0.0671   0.04421   0.03457  -0.0490   0.7102   0.9086
   0.250   0.0930   0.04449   0.03470  -0.0491   0.7065   0.9287
   0.500   0.1315   0.04481   0.03483  -0.0513   0.7037   0.9461
   0.750   0.1619   0.04557   0.03547  -0.0536   0.6988   0.9606
   1.000   0.1926   0.04638   0.03618  -0.0563   0.6930   0.9740
   1.250   0.2324   0.04689   0.03653  -0.0597   0.6889   0.9883
   1.500   0.2637   0.04716   0.03665  -0.0612   0.6860   1.0000
   1.750   0.2581   0.04801   0.03745  -0.0584   0.6778   1.0000
   2.000   0.2798   0.04854   0.03786  -0.0588   0.6729   1.0000
   2.250   0.3112   0.04898   0.03817  -0.0602   0.6696   1.0000
   2.500   0.3202   0.05003   0.03916  -0.0597   0.6621   1.0000
   2.750   0.3440   0.05075   0.03980  -0.0605   0.6566   1.0000
   3.000   0.3773   0.05126   0.04020  -0.0621   0.6531   1.0000
   3.250   0.3884   0.05244   0.04135  -0.0618   0.6451   1.0000
   3.500   0.4136   0.05323   0.04206  -0.0627   0.6396   1.0000
   3.750   0.4482   0.05370   0.04246  -0.0644   0.6362   1.0000
   4.250   0.4851   0.05575   0.04444  -0.0650   0.6220   1.0000
   4.500   0.5193   0.05618   0.04482  -0.0664   0.6184   1.0000
   4.750   0.5245   0.05776   0.04641  -0.0657   0.6081   1.0000
   5.000   0.5582   0.05816   0.04678  -0.0669   0.6042   1.0000
   5.250   0.5656   0.05972   0.04835  -0.0664   0.5943   1.0000
   5.500   0.5961   0.06021   0.04883  -0.0673   0.5896   1.0000
   5.750   0.6075   0.06161   0.05025  -0.0670   0.5804   1.0000
   6.000   0.6342   0.06225   0.05088  -0.0677   0.5748   1.0000
   6.500   0.6728   0.06423   0.05292  -0.0679   0.5597   1.0000
   6.750   0.7079   0.06427   0.05297  -0.0689   0.5563   1.0000
   7.000   0.7111   0.06619   0.05494  -0.0681   0.5444   1.0000
   7.250   0.7446   0.06622   0.05502  -0.0688   0.5406   1.0000
   7.500   0.7487   0.06816   0.05702  -0.0681   0.5288   1.0000
   8.000   0.7859   0.07011   0.05910  -0.0680   0.5129   1.0000
   8.500   0.8228   0.07204   0.06116  -0.0679   0.4969   1.0000
   8.750   0.8312   0.07386   0.06305  -0.0675   0.4862   1.0000
   9.000   0.8598   0.07388   0.06317  -0.0676   0.4806   1.0000
   9.250   0.8658   0.07595   0.06532  -0.0672   0.4692   1.0000
   9.500   0.8964   0.07566   0.06512  -0.0673   0.4643   1.0000
   9.750   0.9005   0.07797   0.06753  -0.0669   0.4522   1.0000
  10.000   0.9334   0.07728   0.06695  -0.0668   0.4478   1.0000
  10.250   0.9354   0.07987   0.06964  -0.0665   0.4352   1.0000
  10.500   0.9705   0.07875   0.06864  -0.0663   0.4314   1.0000
  10.750   0.9708   0.08161   0.07161  -0.0659   0.4183   1.0000
  11.250   1.0060   0.08321   0.07343  -0.0653   0.4014   1.0000
  11.750   1.0414   0.08460   0.07508  -0.0645   0.3847   1.0000
  12.000   1.0416   0.08774   0.07833  -0.0645   0.3719   1.0000
  12.250   1.0777   0.08575   0.07650  -0.0637   0.3679   1.0000
  12.500   1.0751   0.08932   0.08018  -0.0637   0.3546   1.0000
  12.750   1.1128   0.08699   0.07798  -0.0628   0.3505   1.0000
  13.250   1.1097   0.09397   0.08521  -0.0630   0.3251   1.0000
  13.500   1.1491   0.09115   0.08253  -0.0619   0.3203   1.0000
  13.750   1.1428   0.09543   0.08693  -0.0623   0.3073   1.0000
  14.250   1.1797   0.09622   0.08797  -0.0613   0.2896   1.0000
  14.500   1.1728   0.10072   0.09259  -0.0620   0.2774   1.0000
  14.750   1.2229   0.09591   0.08786  -0.0601   0.2717   1.0000
  15.000   1.2050   0.10218   0.09426  -0.0613   0.2591   1.0000
  15.250   1.1995   0.10657   0.09877  -0.0621   0.2482   1.0000
  15.500   1.2441   0.10240   0.09466  -0.0602   0.2409   1.0000
  15.750   1.2196   0.11003   0.10245  -0.0623   0.2294   1.0000
  16.000   1.2263   0.11236   0.10488  -0.0626   0.2204   1.0000
  16.250   1.2466   0.11219   0.10477  -0.0620   0.2115   1.0000
  16.500   1.2217   0.12034   0.11307  -0.0648   0.2017   1.0000
  16.750   1.2618   0.11646   0.10920  -0.0627   0.1939   1.0000
  17.000   1.2272   0.12657   0.11951  -0.0666   0.1847   1.0000
  17.250   1.2396   0.12782   0.12083  -0.0668   0.1771   1.0000
  17.500   1.2300   0.13341   0.12654  -0.0691   0.1689   1.0000
  17.750   1.2162   0.14009   0.13332  -0.0721   0.1614   1.0000
  18.000   1.2213   0.14283   0.13614  -0.0733   0.1542   1.0000
  18.250   1.1844   0.15509   0.14847  -0.0797   0.1464   1.0000
  18.500   1.1966   0.15627   0.14974  -0.0801   0.1403   1.0000
<< Back to EPPLER 654 AIRFOIL (e654-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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