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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 656 AIRFOIL (e656-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 5.68 at α=12°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e656-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-e656-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -6.250  -0.5155   0.11990   0.11524  -0.0030   1.0000   0.2859
  -6.000  -0.5033   0.11670   0.11205  -0.0008   1.0000   0.2994
  -5.750  -0.5176   0.11440   0.10982   0.0017   1.0000   0.3083
  -5.500  -0.5533   0.11342   0.10894   0.0049   1.0000   0.3201
  -5.250  -0.5352   0.11004   0.10555   0.0074   1.0000   0.3334
  -5.000  -0.5449   0.10754   0.10311   0.0102   1.0000   0.3469
  -4.750  -0.5555   0.10504   0.10067   0.0128   1.0000   0.3636
  -4.000  -0.5397   0.06428   0.05741  -0.0366   1.0000   0.1202
  -3.750  -0.5203   0.06036   0.05321  -0.0373   1.0000   0.1158
  -3.500  -0.4896   0.05539   0.04698  -0.0396   1.0000   0.1077
  -3.250  -0.4664   0.05271   0.04385  -0.0400   1.0000   0.1075
  -3.000  -0.4455   0.05058   0.04161  -0.0401   1.0000   0.1116
  -2.750  -0.4224   0.04894   0.03966  -0.0401   1.0000   0.1161
  -2.500  -0.3965   0.04736   0.03744  -0.0400   1.0000   0.1213
  -2.250  -0.3749   0.04612   0.03622  -0.0397   1.0000   0.1316
  -2.000  -0.3520   0.04513   0.03509  -0.0393   1.0000   0.1446
  -1.750  -0.3293   0.04447   0.03432  -0.0388   1.0000   0.1653
  -1.500  -0.3073   0.04401   0.03389  -0.0380   1.0000   0.1972
  -1.250  -0.2856   0.04313   0.03334  -0.0370   1.0000   0.2512
  -1.000  -0.2605   0.04106   0.03378  -0.0358   1.0000   0.5441
  -0.750  -0.2852   0.04100   0.03479  -0.0205   1.0000   0.8671
  -0.500  -0.2573   0.04059   0.03403  -0.0204   1.0000   1.0000
  -0.250  -0.2395   0.04104   0.03401  -0.0205   1.0000   1.0000
   0.000  -0.2208   0.04163   0.03421  -0.0208   1.0000   1.0000
   0.250  -0.2015   0.04232   0.03455  -0.0212   1.0000   1.0000
   0.500  -0.1819   0.04312   0.03502  -0.0217   1.0000   1.0000
   0.750  -0.1622   0.04398   0.03560  -0.0222   1.0000   1.0000
   1.000  -0.1425   0.04492   0.03626  -0.0228   1.0000   1.0000
   1.250  -0.1208   0.04605   0.03714  -0.0238   0.9990   1.0000
   1.500  -0.0842   0.04860   0.03939  -0.0275   0.9931   1.0000
   1.750  -0.0527   0.05047   0.04101  -0.0303   0.9842   1.0000
   2.000  -0.0234   0.05228   0.04261  -0.0328   0.9748   1.0000
   2.250   0.0085   0.05458   0.04470  -0.0357   0.9668   1.0000
   2.500   0.0411   0.05678   0.04671  -0.0386   0.9559   1.0000
   2.750   0.0648   0.05807   0.04786  -0.0400   0.9437   1.0000
   3.000   0.0889   0.05971   0.04937  -0.0415   0.9330   1.0000
   3.250   0.1261   0.06285   0.05234  -0.0451   0.9239   1.0000
   3.500   0.1435   0.06357   0.05299  -0.0454   0.9103   1.0000
   3.750   0.1640   0.06514   0.05448  -0.0462   0.8994   1.0000
   4.000   0.2004   0.06829   0.05750  -0.0496   0.8897   1.0000
   4.250   0.2136   0.06892   0.05809  -0.0493   0.8761   1.0000
   4.500   0.2346   0.07085   0.05997  -0.0503   0.8664   1.0000
   4.750   0.2666   0.07353   0.06257  -0.0528   0.8549   1.0000
   5.000   0.2775   0.07438   0.06341  -0.0523   0.8420   1.0000
   5.250   0.3096   0.07773   0.06670  -0.0549   0.8342   1.0000
   5.500   0.3258   0.07881   0.06778  -0.0551   0.8201   1.0000
   5.750   0.3371   0.08017   0.06913  -0.0548   0.8084   1.0000
   6.000   0.3766   0.08412   0.07305  -0.0584   0.7995   1.0000
   6.250   0.3797   0.08442   0.07338  -0.0569   0.7856   1.0000
   6.500   0.3959   0.08660   0.07558  -0.0575   0.7763   1.0000
   6.750   0.4258   0.08943   0.07841  -0.0596   0.7645   1.0000
   7.000   0.4298   0.09050   0.07952  -0.0587   0.7522   1.0000
   7.250   0.4658   0.09456   0.08359  -0.0616   0.7442   1.0000
   7.500   0.4709   0.09529   0.08437  -0.0608   0.7301   1.0000
   7.750   0.4793   0.09722   0.08635  -0.0607   0.7199   1.0000
   8.000   0.5179   0.10116   0.09034  -0.0636   0.7094   1.0000
   8.250   0.5130   0.10178   0.09101  -0.0621   0.6971   1.0000
   8.500   0.5335   0.10492   0.09420  -0.0634   0.6890   1.0000
   8.750   0.5550   0.10729   0.09663  -0.0645   0.6756   1.0000
   9.000   0.5545   0.10893   0.09834  -0.0639   0.6651   1.0000
   9.250   0.5864   0.11280   0.10229  -0.0661   0.6560   1.0000
   9.500   0.5908   0.11419   0.10376  -0.0658   0.6428   1.0000
   9.750   0.5963   0.11670   0.10634  -0.0660   0.6345   1.0000
  10.000   0.6292   0.12039   0.11011  -0.0680   0.6228   1.0000
  10.250   0.6255   0.12174   0.11156  -0.0675   0.6113   1.0000
  10.500   0.6366   0.12474   0.11465  -0.0683   0.6033   1.0000
  10.750   0.6651   0.12811   0.11811  -0.0699   0.5905   1.0000
  11.000   0.6598   0.12978   0.11986  -0.0696   0.5804   1.0000
  11.250   0.6734   0.13299   0.12316  -0.0707   0.5721   1.0000
  11.500   0.6997   0.13631   0.12660  -0.0720   0.5590   1.0000
  11.750   0.6924   0.13819   0.12856  -0.0721   0.5500   1.0000
  12.000   0.7589   0.13350   0.12399  -0.0690   0.4734   1.0000
  12.250   0.7617   0.13738   0.12797  -0.0702   0.4702   1.0000
  12.500   0.7689   0.14127   0.13196  -0.0716   0.4675   1.0000
  12.750   0.7800   0.14532   0.13613  -0.0731   0.4653   1.0000
  13.000   0.8066   0.14374   0.13464  -0.0712   0.4253   1.0000
  13.250   0.8061   0.14801   0.13902  -0.0728   0.4225   1.0000
  13.500   0.8205   0.15042   0.14154  -0.0732   0.4090   1.0000
<< Back to EPPLER 656 AIRFOIL (e656-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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