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