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