Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

EPPLER 656 AIRFOIL (e656-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 656 AIRFOIL (e656-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 34.71 at α=12.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e656-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-e656-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: EPPLER 656 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.500  -0.1226   0.13134   0.12657  -0.0928   0.9558   0.0802
 -12.250  -0.1214   0.12835   0.12359  -0.0983   0.9510   0.0836
 -12.000  -0.1172   0.12421   0.11947  -0.1030   0.9466   0.0850
 -11.750  -0.0866   0.11963   0.11483  -0.1040   0.9438   0.0877
 -11.500  -0.0706   0.11585   0.11102  -0.1080   0.9410   0.0920
 -11.250  -0.0853   0.11348   0.10869  -0.1151   0.9351   0.0954
 -11.000  -0.0557   0.10862   0.10380  -0.1145   0.9319   0.0983
 -10.750  -0.0377   0.10526   0.10040  -0.1170   0.9282   0.1023
 -10.500  -0.0495   0.10218   0.09735  -0.1253   0.9239   0.1077
 -10.250  -0.0233   0.09817   0.09331  -0.1237   0.9202   0.1114
 -10.000  -0.0122   0.09565   0.09078  -0.1246   0.9151   0.1162
  -9.750  -0.0410   0.09330   0.08850  -0.1322   0.9088   0.1215
  -9.500  -0.0015   0.08896   0.08410  -0.1300   0.9076   0.1259
  -9.250   0.0038   0.08674   0.08189  -0.1304   0.9033   0.1310
  -9.000  -0.0497   0.08560   0.08088  -0.1353   0.8941   0.1363
  -8.750  -0.0125   0.08156   0.07681  -0.1332   0.8928   0.1393
  -8.500   0.0046   0.07890   0.07411  -0.1335   0.8900   0.1436
  -8.250  -0.0217   0.07788   0.07319  -0.1325   0.8834   0.1493
  -5.750  -0.3578   0.06191   0.05632  -0.0857   0.8454   0.0732
  -5.500  -0.3530   0.05908   0.05336  -0.0841   0.8442   0.0705
  -5.250  -0.3520   0.06269   0.05738  -0.0815   0.8447   0.0993
  -5.000  -0.4237   0.05729   0.05108  -0.0696   0.8958   0.0589
  -4.750  -0.4844   0.05815   0.05190  -0.0574   0.9541   0.0579
  -4.500  -0.4654   0.05493   0.04829  -0.0573   0.9462   0.0570
  -4.250  -0.4353   0.05214   0.04510  -0.0590   0.9424   0.0561
  -4.000  -0.4013   0.04988   0.04229  -0.0609   0.9402   0.0543
  -3.750  -0.3846   0.04754   0.03953  -0.0595   0.9338   0.0538
  -3.500  -0.3524   0.04601   0.03753  -0.0605   0.9280   0.0549
  -3.250  -0.3153   0.04549   0.03653  -0.0621   0.9247   0.0578
  -3.000  -0.2986   0.04477   0.03589  -0.0612   0.9195   0.0630
  -2.750  -0.2712   0.04401   0.03505  -0.0615   0.9120   0.0687
  -2.500  -0.2352   0.04409   0.03512  -0.0633   0.9081   0.0817
  -2.250  -0.2096   0.04402   0.03519  -0.0637   0.9049   0.1000
  -2.000  -0.1913   0.04297   0.03433  -0.0628   0.8949   0.1279
  -1.750  -0.1552   0.04314   0.03496  -0.0649   0.8909   0.2124
  -1.500  -0.1244   0.04251   0.03627  -0.0665   0.8890   0.5255
  -1.250  -0.1361   0.04131   0.03593  -0.0582   0.8776   0.7160
  -1.000  -0.1213   0.04281   0.03744  -0.0537   0.8727   0.8344
  -0.750  -0.1276   0.04259   0.03720  -0.0470   0.8629   0.8774
  -0.500  -0.1117   0.04328   0.03780  -0.0431   0.8562   0.9364
  -0.250  -0.0191   0.04650   0.04067  -0.0557   0.8535   1.0000
   0.000  -0.0290   0.04519   0.03927  -0.0509   0.8403   1.0000
   0.250   0.0122   0.04711   0.04092  -0.0542   0.8360   1.0000
   0.500   0.0103   0.04649   0.04020  -0.0509   0.8242   1.0000
   0.750   0.0508   0.04815   0.04162  -0.0540   0.8189   1.0000
   1.000   0.0565   0.04824   0.04161  -0.0521   0.8081   1.0000
   1.250   0.0945   0.04965   0.04283  -0.0547   0.8017   1.0000
   1.500   0.1057   0.05026   0.04334  -0.0537   0.7923   1.0000
   1.750   0.1423   0.05147   0.04439  -0.0559   0.7840   1.0000
   2.000   0.1780   0.05354   0.04631  -0.0584   0.7801   1.0000
   2.250   0.1917   0.05345   0.04614  -0.0573   0.7660   1.0000
   2.500   0.2053   0.05429   0.04691  -0.0567   0.7554   1.0000
   2.750   0.2702   0.05597   0.04841  -0.0615   0.7443   1.0000
   3.000   0.3153   0.05283   0.04509  -0.0605   0.6976   1.0000
   3.250   0.3814   0.05291   0.04503  -0.0644   0.6916   1.0000
   3.500   0.3729   0.05395   0.04607  -0.0617   0.6789   1.0000
   3.750   0.4285   0.05410   0.04611  -0.0647   0.6745   1.0000
   4.000   0.4236   0.05531   0.04732  -0.0624   0.6618   1.0000
   4.250   0.4740   0.05537   0.04731  -0.0648   0.6576   1.0000
   4.500   0.4730   0.05666   0.04861  -0.0629   0.6451   1.0000
   4.750   0.5201   0.05663   0.04853  -0.0649   0.6410   1.0000
   5.000   0.5214   0.05800   0.04992  -0.0633   0.6287   1.0000
   5.250   0.5647   0.05797   0.04985  -0.0649   0.6247   1.0000
   5.500   0.5688   0.05934   0.05124  -0.0636   0.6126   1.0000
   5.750   0.6114   0.05914   0.05103  -0.0649   0.6086   1.0000
   6.000   0.6159   0.06062   0.05254  -0.0637   0.5968   1.0000
   6.250   0.6579   0.06025   0.05217  -0.0649   0.5928   1.0000
   6.500   0.6631   0.06178   0.05372  -0.0638   0.5809   1.0000
   6.750   0.7045   0.06125   0.05322  -0.0648   0.5770   1.0000
   7.000   0.7101   0.06283   0.05484  -0.0638   0.5651   1.0000
   7.250   0.7514   0.06210   0.05416  -0.0646   0.5614   1.0000
   7.500   0.7572   0.06369   0.05579  -0.0636   0.5494   1.0000
   7.750   0.7987   0.06274   0.05490  -0.0643   0.5457   1.0000
   8.000   0.8051   0.06432   0.05652  -0.0633   0.5335   1.0000
   8.250   0.8470   0.06310   0.05537  -0.0638   0.5301   1.0000
   8.500   0.8944   0.06129   0.05365  -0.0645   0.5281   1.0000
   9.000   0.9379   0.06156   0.05406  -0.0635   0.5110   1.0000
   9.250   0.9460   0.06288   0.05547  -0.0625   0.4987   1.0000
   9.500   0.9543   0.06432   0.05698  -0.0616   0.4865   1.0000
   9.750   0.9985   0.06207   0.05485  -0.0616   0.4833   1.0000
  10.000   1.0485   0.05896   0.05187  -0.0617   0.4816   1.0000
  10.250   1.1017   0.05523   0.04829  -0.0618   0.4807   1.0000
  10.500   1.1616   0.05088   0.04409  -0.0622   0.4801   1.0000
  10.750   1.1681   0.05202   0.04532  -0.0608   0.4662   1.0000
  11.000   1.2459   0.04601   0.03948  -0.0620   0.4650   1.0000
  11.250   1.2682   0.04560   0.03917  -0.0611   0.4517   1.0000
  11.500   1.3126   0.04323   0.03688  -0.0612   0.4393   1.0000
  11.750   1.3550   0.04126   0.03494  -0.0613   0.4235   1.0000
  12.000   1.3825   0.04071   0.03437  -0.0607   0.4051   1.0000
  12.250   1.4037   0.04075   0.03437  -0.0598   0.3859   1.0000
  12.500   1.4234   0.04101   0.03454  -0.0588   0.3662   1.0000
  12.750   1.4321   0.04217   0.03563  -0.0573   0.3473   1.0000
  13.000   1.4339   0.04389   0.03733  -0.0556   0.3293   1.0000
  13.250   1.4361   0.04564   0.03905  -0.0539   0.3117   1.0000
  13.500   1.4378   0.04750   0.04089  -0.0524   0.2946   1.0000
  13.750   1.4393   0.04945   0.04281  -0.0510   0.2781   1.0000
  14.000   1.4408   0.05148   0.04481  -0.0496   0.2623   1.0000
  14.250   1.4419   0.05362   0.04690  -0.0484   0.2470   1.0000
  14.500   1.4430   0.05581   0.04905  -0.0473   0.2323   1.0000
  14.750   1.4450   0.05801   0.05119  -0.0463   0.2182   1.0000
  15.000   1.4432   0.06062   0.05381  -0.0454   0.2051   1.0000
  15.250   1.4393   0.06358   0.05686  -0.0446   0.1927   1.0000
  15.500   1.4384   0.06633   0.05964  -0.0439   0.1808   1.0000
  15.750   1.4388   0.06899   0.06229  -0.0433   0.1693   1.0000
  16.000   1.4422   0.07138   0.06458  -0.0429   0.1581   1.0000
  16.250   1.4373   0.07476   0.06808  -0.0426   0.1484   1.0000
  16.500   1.4353   0.07795   0.07135  -0.0423   0.1391   1.0000
  16.750   1.4387   0.08050   0.07384  -0.0421   0.1297   1.0000
  17.000   1.4351   0.08396   0.07741  -0.0422   0.1217   1.0000
  17.250   1.4337   0.08729   0.08084  -0.0422   0.1142   1.0000
  17.500   1.4420   0.08933   0.08272  -0.0421   0.1058   1.0000
  17.750   1.4311   0.09399   0.08769  -0.0427   0.1006   1.0000
  18.000   1.4391   0.09615   0.08974  -0.0428   0.0936   1.0000
  18.250   1.4291   0.10082   0.09469  -0.0437   0.0891   1.0000
  18.500   1.4390   0.10277   0.09654  -0.0438   0.0830   1.0000
  18.750   1.4261   0.10795   0.10203  -0.0451   0.0796   1.0000
  19.000   1.4404   0.10923   0.10313  -0.0451   0.0738   1.0000
  19.250   1.4241   0.11508   0.10934  -0.0470   0.0715   1.0000
<< Back to EPPLER 656 AIRFOIL (e656-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 656 AIRFOIL (e656-il)