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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 656 AIRFOIL (e656-il)