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=5


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 656 AIRFOIL (e656-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 14.56 at α=13.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e656-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-e656-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.750  -0.1386   0.12071   0.11378  -0.0962   0.9268   0.0503
 -11.500  -0.1227   0.11666   0.10969  -0.0992   0.9234   0.0488
 -11.250  -0.1161   0.11286   0.10588  -0.1016   0.9173   0.0477
 -11.000  -0.1095   0.10867   0.10168  -0.1047   0.9124   0.0471
 -10.750  -0.1118   0.10243   0.09543  -0.1100   0.9081   0.0445
 -10.500  -0.1088   0.09823   0.09123  -0.1129   0.9027   0.0445
 -10.250  -0.1071   0.09430   0.08731  -0.1152   0.8968   0.0444
 -10.000  -0.1045   0.08987   0.08288  -0.1183   0.8921   0.0443
  -9.750  -0.1045   0.08518   0.07819  -0.1216   0.8875   0.0441
  -9.500  -0.1123   0.08110   0.07415  -0.1235   0.8808   0.0440
  -9.250  -0.1208   0.07597   0.06901  -0.1271   0.8754   0.0437
  -9.000  -0.1338   0.07123   0.06420  -0.1303   0.8705   0.0433
  -8.750  -0.1551   0.06920   0.06219  -0.1288   0.8625   0.0425
  -8.500  -0.1770   0.06651   0.05942  -0.1278   0.8562   0.0419
  -8.250  -0.2006   0.06430   0.05709  -0.1254   0.8500   0.0417
  -8.000  -0.2230   0.06276   0.05545  -0.1218   0.8434   0.0416
  -7.750  -0.2352   0.06028   0.05274  -0.1198   0.8388   0.0417
  -7.500  -0.2386   0.05727   0.04939  -0.1188   0.8354   0.0420
  -7.250  -0.2610   0.05673   0.04872  -0.1129   0.8280   0.0423
  -7.000  -0.2654   0.05461   0.04627  -0.1102   0.8234   0.0427
  -6.750  -0.2615   0.05193   0.04310  -0.1086   0.8202   0.0435
  -6.500  -0.2483   0.04901   0.03957  -0.1078   0.8178   0.0443
  -6.250  -0.2569   0.04843   0.03883  -0.1030   0.8121   0.0447
  -6.000  -0.2521   0.04749   0.03779  -0.1002   0.8076   0.0458
  -5.750  -0.2375   0.04618   0.03622  -0.0989   0.8045   0.0480
  -5.500  -0.2169   0.04462   0.03428  -0.0983   0.8021   0.0518
  -5.250  -0.1907   0.04327   0.03268  -0.0984   0.8002   0.0559
  -5.000  -0.1881   0.04281   0.03207  -0.0948   0.7956   0.0588
  -4.750  -0.1824   0.04248   0.03166  -0.0918   0.7911   0.0631
  -4.500  -0.1656   0.04181   0.03091  -0.0904   0.7881   0.0694
  -4.250  -0.1436   0.04109   0.03010  -0.0896   0.7855   0.0791
  -4.000  -0.1175   0.04034   0.02923  -0.0894   0.7832   0.0940
  -3.750  -0.0900   0.03953   0.02847  -0.0896   0.7813   0.1167
  -3.500  -0.0940   0.03974   0.02874  -0.0854   0.7759   0.1300
  -3.250  -0.0814   0.03947   0.02863  -0.0837   0.7722   0.1595
  -3.000  -0.0619   0.03908   0.02835  -0.0830   0.7689   0.2142
  -2.750  -0.0402   0.03816   0.02799  -0.0830   0.7662   0.2976
  -2.500  -0.0191   0.03731   0.02798  -0.0822   0.7641   0.4560
  -2.250  -0.0187   0.03751   0.02887  -0.0766   0.7603   0.5964
  -2.000  -0.0234   0.03821   0.02986  -0.0700   0.7551   0.6928
  -1.750  -0.0156   0.03885   0.03041  -0.0655   0.7511   0.7750
  -1.500  -0.0030   0.03936   0.03074  -0.0617   0.7480   0.8327
  -1.250   0.0150   0.03974   0.03095  -0.0583   0.7455   0.8804
  -1.000   0.0262   0.04038   0.03145  -0.0556   0.7405   0.9187
  -0.750   0.0742   0.04116   0.03195  -0.0598   0.7367   0.9564
  -0.500   0.1359   0.04189   0.03233  -0.0671   0.7336   0.9769
  -0.250   0.2041   0.04258   0.03268  -0.0755   0.7312   0.9988
   0.000   0.2229   0.04276   0.03266  -0.0747   0.7281   1.0000
   0.250   0.2028   0.04328   0.03313  -0.0686   0.7208   1.0000
   0.500   0.2062   0.04364   0.03336  -0.0657   0.7153   1.0000
   0.750   0.2263   0.04394   0.03347  -0.0651   0.7116   1.0000
   1.000   0.2529   0.04428   0.03362  -0.0653   0.7088   1.0000
   1.250   0.2437   0.04518   0.03446  -0.0615   0.7001   1.0000
   1.500   0.2662   0.04571   0.03483  -0.0615   0.6957   1.0000
   1.750   0.2967   0.04614   0.03510  -0.0624   0.6925   1.0000
   2.000   0.3010   0.04713   0.03601  -0.0606   0.6850   1.0000
   2.250   0.3217   0.04779   0.03656  -0.0604   0.6795   1.0000
   2.500   0.3517   0.04830   0.03694  -0.0613   0.6759   1.0000
   2.750   0.3634   0.04926   0.03783  -0.0603   0.6690   1.0000
   3.000   0.3820   0.05004   0.03854  -0.0600   0.6626   1.0000
   3.250   0.4120   0.05056   0.03897  -0.0609   0.6588   1.0000
   3.500   0.4233   0.05160   0.03997  -0.0599   0.6511   1.0000
   3.750   0.4439   0.05238   0.04069  -0.0598   0.6449   1.0000
   4.000   0.4757   0.05282   0.04108  -0.0607   0.6412   1.0000
   4.250   0.4818   0.05408   0.04232  -0.0594   0.6318   1.0000
   4.500   0.5079   0.05468   0.04289  -0.0598   0.6266   1.0000
   4.750   0.5424   0.05497   0.04315  -0.0608   0.6233   1.0000
   5.000   0.5432   0.05648   0.04468  -0.0591   0.6122   1.0000
   5.250   0.5751   0.05681   0.04499  -0.0599   0.6082   1.0000
   5.500   0.5804   0.05822   0.04642  -0.0586   0.5978   1.0000
   5.750   0.6099   0.05859   0.04679  -0.0591   0.5930   1.0000
   6.000   0.6185   0.05991   0.04816  -0.0582   0.5831   1.0000
   6.250   0.6460   0.06033   0.04859  -0.0585   0.5777   1.0000
   6.500   0.6562   0.06161   0.04991  -0.0578   0.5680   1.0000
   6.750   0.6826   0.06202   0.05036  -0.0579   0.5622   1.0000
   7.000   0.6930   0.06334   0.05172  -0.0572   0.5523   1.0000
   7.250   0.7196   0.06366   0.05211  -0.0573   0.5463   1.0000
   7.500   0.7292   0.06507   0.05359  -0.0566   0.5361   1.0000
   7.750   0.7566   0.06527   0.05385  -0.0567   0.5302   1.0000
   8.000   0.7645   0.06686   0.05553  -0.0560   0.5194   1.0000
   8.250   0.7938   0.06684   0.05559  -0.0561   0.5139   1.0000
   8.500   0.8003   0.06858   0.05741  -0.0554   0.5023   1.0000
   8.750   0.8315   0.06830   0.05724  -0.0555   0.4973   1.0000
   9.000   0.8365   0.07022   0.05925  -0.0547   0.4852   1.0000
   9.250   0.8693   0.06966   0.05880  -0.0547   0.4806   1.0000
   9.500   0.8731   0.07174   0.06097  -0.0540   0.4678   1.0000
   9.750   0.9054   0.07106   0.06042  -0.0539   0.4631   1.0000
  10.000   0.9106   0.07305   0.06252  -0.0532   0.4505   1.0000
  10.500   0.9488   0.07411   0.06385  -0.0523   0.4331   1.0000
  10.750   0.9538   0.07627   0.06612  -0.0518   0.4206   1.0000
  11.000   0.9874   0.07494   0.06495  -0.0512   0.4159   1.0000
  11.250   0.9903   0.07738   0.06749  -0.0507   0.4026   1.0000
  11.500   1.0275   0.07541   0.06571  -0.0500   0.3986   1.0000
  11.750   1.0285   0.07810   0.06852  -0.0496   0.3848   1.0000
  12.250   1.0701   0.07828   0.06900  -0.0483   0.3669   1.0000
  12.750   1.1176   0.07754   0.06856  -0.0469   0.3488   1.0000
  13.000   1.1164   0.08064   0.07179  -0.0466   0.3349   1.0000
  13.250   1.1209   0.08301   0.07428  -0.0463   0.3223   1.0000
  13.500   1.1631   0.07988   0.07127  -0.0451   0.3147   1.0000
  13.750   1.1666   0.08233   0.07386  -0.0448   0.3017   1.0000
  14.000   1.1682   0.08516   0.07682  -0.0447   0.2889   1.0000
  14.250   1.1837   0.08591   0.07767  -0.0441   0.2776   1.0000
  14.500   1.2152   0.08420   0.07599  -0.0430   0.2665   1.0000
  14.750   1.2082   0.08836   0.08032  -0.0433   0.2540   1.0000
  15.000   1.2083   0.09151   0.08358  -0.0434   0.2422   1.0000
  15.250   1.2212   0.09265   0.08478  -0.0430   0.2310   1.0000
  15.500   1.2387   0.09301   0.08515  -0.0425   0.2196   1.0000
  15.750   1.2247   0.09856   0.09090  -0.0436   0.2091   1.0000
  16.000   1.2288   0.10118   0.09361  -0.0438   0.1987   1.0000
  16.250   1.2455   0.10159   0.09399  -0.0433   0.1882   1.0000
  16.500   1.2286   0.10791   0.10054  -0.0451   0.1792   1.0000
  16.750   1.2336   0.11043   0.10312  -0.0455   0.1701   1.0000
  17.000   1.2393   0.11278   0.10551  -0.0460   0.1609   1.0000
  17.250   1.2251   0.11898   0.11191  -0.0482   0.1534   1.0000
  17.500   1.2420   0.11922   0.11209  -0.0478   0.1446   1.0000
  17.750   1.2157   0.12799   0.12115  -0.0516   0.1386   1.0000
  18.000   1.2328   0.12813   0.12123  -0.0512   0.1305   1.0000
  18.250   1.2003   0.13861   0.13200  -0.0564   0.1257   1.0000
  18.500   1.2255   0.13691   0.13022  -0.0551   0.1179   1.0000
  18.750   1.1770   0.15158   0.14517  -0.0630   0.1147   1.0000
  19.000   1.1579   0.16021   0.15388  -0.0678   0.1094   1.0000
  19.250   1.1592   0.16400   0.15772  -0.0699   0.1043   1.0000
<< Back to EPPLER 656 AIRFOIL (e656-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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