EPPLER 655 AIRFOIL (e655-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 655 AIRFOIL (e655-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 36.41 at α=12° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e655-il-100000.txt Download as CSV file: xf-e655-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 655 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.1446 0.10993 0.10528 -0.0975 0.9479 0.1304
-11.000 -0.1817 0.10466 0.10009 -0.1104 0.9428 0.1349
-10.750 -0.2137 0.08191 0.07727 -0.1230 0.9377 0.0789
-10.500 -0.1934 0.07912 0.07448 -0.1231 0.9335 0.0775
-10.250 -0.2510 0.06425 0.05938 -0.1358 0.9270 0.0652
-10.000 -0.3587 0.05926 0.05369 -0.1327 0.9112 0.0581
-9.750 -0.3680 0.05714 0.05152 -0.1298 0.9040 0.0576
-9.500 -0.3779 0.05473 0.04895 -0.1274 0.8979 0.0572
-9.250 -0.3839 0.05174 0.04563 -0.1260 0.8939 0.0571
-9.000 -0.4132 0.05216 0.04601 -0.1182 0.8857 0.0570
-8.750 -0.4232 0.05024 0.04373 -0.1147 0.8806 0.0573
-8.500 -0.4209 0.04772 0.04064 -0.1131 0.8774 0.0580
-8.250 -0.4610 0.04915 0.04225 -0.1024 0.8704 0.0575
-8.000 -0.4719 0.04812 0.04083 -0.0976 0.8659 0.0581
-7.750 -0.4563 0.04539 0.03806 -0.0973 0.8632 0.0601
-7.500 -0.4339 0.04328 0.03572 -0.0974 0.8612 0.0621
-7.250 -0.4292 0.04216 0.03433 -0.0945 0.8587 0.0637
-7.000 -0.4493 0.04225 0.03432 -0.0876 0.8548 0.0640
-6.750 -0.4448 0.04147 0.03314 -0.0844 0.8516 0.0673
-6.500 -0.4320 0.04020 0.03180 -0.0829 0.8497 0.0709
-6.250 -0.4139 0.03937 0.03085 -0.0819 0.8478 0.0760
-6.000 -0.3876 0.03817 0.02954 -0.0821 0.8456 0.0833
-5.750 -0.3527 0.03703 0.02826 -0.0834 0.8435 0.0941
-5.500 -0.3505 0.03702 0.02828 -0.0801 0.8410 0.1006
-5.250 -0.3451 0.03680 0.02802 -0.0772 0.8395 0.1083
-5.000 -0.3358 0.03666 0.02783 -0.0748 0.8373 0.1191
-4.750 -0.3220 0.03628 0.02753 -0.0733 0.8350 0.1345
-4.500 -0.3072 0.03585 0.02730 -0.0720 0.8336 0.1542
-4.250 -0.2894 0.03548 0.02711 -0.0712 0.8319 0.1846
-4.000 -0.2630 0.03480 0.02684 -0.0718 0.8292 0.2415
-3.750 -0.2213 0.03374 0.02660 -0.0747 0.8261 0.3714
-3.500 -0.2215 0.03367 0.02712 -0.0713 0.8248 0.4673
-3.250 -0.2211 0.03409 0.02816 -0.0667 0.8237 0.5758
-3.000 -0.2180 0.03496 0.02919 -0.0623 0.8221 0.6495
-2.750 -0.2108 0.03606 0.03028 -0.0587 0.8222 0.6958
-2.500 -0.2052 0.03711 0.03129 -0.0547 0.8218 0.7278
-2.250 -0.1987 0.03817 0.03229 -0.0510 0.8223 0.7559
-2.000 -0.1895 0.03944 0.03351 -0.0472 0.8247 0.7790
-1.000 -0.2218 0.04336 0.03743 -0.0275 0.8761 0.8526
-0.750 -0.2221 0.04270 0.03672 -0.0223 0.8642 0.8716
-0.500 -0.1981 0.04440 0.03830 -0.0203 0.8599 0.8948
-0.250 -0.2041 0.04330 0.03717 -0.0148 0.8488 0.9127
0.000 -0.1696 0.04478 0.03851 -0.0154 0.8438 0.9356
0.250 -0.1539 0.04462 0.03828 -0.0145 0.8331 0.9535
0.500 -0.0837 0.04690 0.04038 -0.0230 0.8277 0.9700
0.750 -0.0323 0.04812 0.04148 -0.0296 0.8173 0.9802
1.000 0.0597 0.05079 0.04397 -0.0423 0.8104 0.9897
1.250 0.1949 0.04815 0.04093 -0.0533 0.7437 0.9931
1.500 0.1334 0.05286 0.04584 -0.0488 0.7917 1.0000
1.750 0.2351 0.04914 0.04181 -0.0542 0.7282 1.0000
2.000 0.1180 0.05198 0.04488 -0.0400 0.7667 1.0000
2.250 0.2280 0.04957 0.04218 -0.0469 0.7132 1.0000
2.500 0.2439 0.04965 0.04219 -0.0454 0.7052 1.0000
2.750 0.2365 0.04984 0.04235 -0.0415 0.6969 1.0000
3.000 0.2902 0.04990 0.04230 -0.0445 0.6920 1.0000
3.250 0.2739 0.05063 0.04303 -0.0408 0.6802 1.0000
3.500 0.3280 0.05068 0.04300 -0.0439 0.6757 1.0000
3.750 0.3253 0.05168 0.04400 -0.0421 0.6635 1.0000
4.000 0.3765 0.05173 0.04399 -0.0450 0.6595 1.0000
4.250 0.3782 0.05291 0.04517 -0.0439 0.6472 1.0000
4.500 0.4278 0.05287 0.04510 -0.0465 0.6434 1.0000
4.750 0.4327 0.05410 0.04633 -0.0457 0.6310 1.0000
5.000 0.4810 0.05396 0.04616 -0.0481 0.6275 1.0000
5.250 0.4865 0.05532 0.04753 -0.0474 0.6151 1.0000
5.500 0.5344 0.05500 0.04721 -0.0496 0.6118 1.0000
5.750 0.5404 0.05643 0.04866 -0.0489 0.5994 1.0000
6.000 0.5878 0.05593 0.04816 -0.0508 0.5963 1.0000
6.250 0.5938 0.05743 0.04970 -0.0502 0.5838 1.0000
6.500 0.6416 0.05668 0.04896 -0.0519 0.5809 1.0000
6.750 0.6473 0.05823 0.05055 -0.0512 0.5682 1.0000
7.000 0.6953 0.05721 0.04956 -0.0527 0.5656 1.0000
7.250 0.7008 0.05882 0.05121 -0.0519 0.5528 1.0000
7.500 0.7149 0.05993 0.05236 -0.0516 0.5420 1.0000
7.750 0.7542 0.05916 0.05164 -0.0524 0.5374 1.0000
8.000 0.8028 0.05752 0.05007 -0.0534 0.5351 1.0000
8.500 0.8201 0.06038 0.05304 -0.0520 0.5106 1.0000
8.750 0.8633 0.05876 0.05149 -0.0524 0.5068 1.0000
9.000 0.9135 0.05635 0.04918 -0.0531 0.5050 1.0000
9.250 0.9201 0.05785 0.05075 -0.0521 0.4918 1.0000
9.500 0.9369 0.05843 0.05140 -0.0515 0.4813 1.0000
9.750 0.9807 0.05613 0.04922 -0.0516 0.4775 1.0000
10.000 1.0331 0.05267 0.04587 -0.0517 0.4760 1.0000
10.250 1.0944 0.04833 0.04166 -0.0522 0.4751 1.0000
10.500 1.1450 0.04527 0.03872 -0.0525 0.4699 1.0000
10.750 1.1937 0.04248 0.03604 -0.0529 0.4612 1.0000
11.000 1.2392 0.04020 0.03382 -0.0532 0.4497 1.0000
11.250 1.2855 0.03809 0.03174 -0.0537 0.4353 1.0000
11.500 1.3154 0.03744 0.03107 -0.0533 0.4177 1.0000
11.750 1.3398 0.03732 0.03088 -0.0526 0.3990 1.0000
12.000 1.3625 0.03742 0.03090 -0.0519 0.3799 1.0000
12.250 1.3749 0.03831 0.03170 -0.0506 0.3612 1.0000
12.500 1.3784 0.03984 0.03321 -0.0489 0.3434 1.0000
12.750 1.3823 0.04141 0.03474 -0.0473 0.3260 1.0000
13.000 1.3861 0.04303 0.03633 -0.0457 0.3092 1.0000
13.250 1.3894 0.04474 0.03800 -0.0443 0.2930 1.0000
13.500 1.3924 0.04654 0.03978 -0.0430 0.2774 1.0000
13.750 1.3948 0.04844 0.04164 -0.0417 0.2623 1.0000
14.000 1.3973 0.05041 0.04357 -0.0405 0.2479 1.0000
14.250 1.4002 0.05241 0.04552 -0.0395 0.2340 1.0000
14.500 1.4034 0.05444 0.04748 -0.0385 0.2205 1.0000
14.750 1.4050 0.05665 0.04967 -0.0376 0.2078 1.0000
15.000 1.4010 0.05950 0.05262 -0.0367 0.1962 1.0000
15.250 1.4010 0.06207 0.05523 -0.0360 0.1849 1.0000
15.500 1.4039 0.06441 0.05754 -0.0355 0.1739 1.0000
15.750 1.4113 0.06635 0.05934 -0.0350 0.1628 1.0000
16.000 1.4027 0.07001 0.06322 -0.0346 0.1542 1.0000
16.250 1.4052 0.07260 0.06581 -0.0343 0.1451 1.0000
16.500 1.4096 0.07495 0.06810 -0.0341 0.1362 1.0000
16.750 1.4038 0.07865 0.07200 -0.0340 0.1289 1.0000
17.000 1.4134 0.08056 0.07378 -0.0339 0.1205 1.0000
17.250 1.4035 0.08484 0.07834 -0.0342 0.1149 1.0000
17.500 1.4140 0.08668 0.08004 -0.0341 0.1075 1.0000
17.750 1.4023 0.09136 0.08502 -0.0347 0.1029 1.0000
18.000 1.4194 0.09242 0.08586 -0.0345 0.0957 1.0000
18.250 1.4029 0.09784 0.09165 -0.0356 0.0927 1.0000
18.500 1.3972 0.10192 0.09590 -0.0365 0.0886 1.0000
18.750 1.4106 0.10351 0.09736 -0.0365 0.0832 1.0000
19.000 1.3933 0.10935 0.10355 -0.0383 0.0810 1.0000
19.250 1.3804 0.11470 0.10913 -0.0402 0.0784 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 655 AIRFOIL (e655-il)