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