Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

EPPLER 657 AIRFOIL (e657-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 657 AIRFOIL (e657-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 41.7 at α=11°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e657-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-e657-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: EPPLER 657 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.000  -0.1654   0.12365   0.11893  -0.0892   0.9514   0.0903
 -10.750  -0.1784   0.12179   0.11711  -0.0924   0.9473   0.0939
 -10.500  -0.2016   0.11987   0.11526  -0.0987   0.9437   0.0949
 -10.250  -0.1589   0.11414   0.10948  -0.0958   0.9433   0.0977
 -10.000  -0.1421   0.11086   0.10618  -0.0975   0.9418   0.1014
  -9.750  -0.1558   0.11007   0.10544  -0.0945   0.9365   0.1034
  -9.500  -0.1745   0.10866   0.10410  -0.0951   0.9320   0.1072
  -9.250  -0.2142   0.10731   0.10286  -0.0993   0.9279   0.1087
  -9.000  -0.1697   0.10244   0.09793  -0.0964   0.9276   0.1125
  -8.750  -0.1573   0.09962   0.09509  -0.0979   0.9259   0.1171
  -8.500  -0.1898   0.10034   0.09591  -0.0909   0.9204   0.1180
  -8.250  -0.2132   0.09955   0.09520  -0.0878   0.9172   0.1198
  -8.000  -0.2520   0.09832   0.09407  -0.0873   0.9136   0.1223
  -7.750  -0.2822   0.09645   0.09227  -0.0873   0.9110   0.1227
  -7.500  -0.3279   0.09505   0.09088  -0.0867   0.9093   0.1232
  -7.250  -0.3625   0.09461   0.09047  -0.0810   0.9074   0.1232
  -7.000  -0.5142   0.11249   0.10897  -0.0198   1.0000   0.1043
  -6.750  -0.5427   0.10980   0.10635  -0.0192   1.0000   0.1061
  -6.500  -0.5757   0.10571   0.10229  -0.0222   1.0000   0.1073
  -6.250  -0.6174   0.09882   0.09514  -0.0306   1.0000   0.1092
  -6.000  -0.6027   0.09602   0.09254  -0.0256   1.0000   0.1108
  -5.750  -0.5943   0.09389   0.09045  -0.0231   0.9993   0.1132
  -5.500  -0.5864   0.08887   0.08520  -0.0306   0.9946   0.1221
  -5.250  -0.5801   0.08366   0.07992  -0.0331   0.9915   0.1264
  -5.000  -0.5626   0.08099   0.07724  -0.0337   0.9865   0.1305
  -4.500  -0.5031   0.05554   0.04936  -0.0487   0.9813   0.0596
  -4.250  -0.4785   0.05207   0.04559  -0.0500   0.9758   0.0582
  -4.000  -0.4451   0.04878   0.04172  -0.0522   0.9720   0.0562
  -3.750  -0.4089   0.04644   0.03870  -0.0542   0.9698   0.0554
  -3.500  -0.3873   0.04408   0.03588  -0.0536   0.9642   0.0547
  -3.250  -0.3538   0.04282   0.03424  -0.0548   0.9595   0.0561
  -3.000  -0.3155   0.04280   0.03374  -0.0567   0.9564   0.0605
  -2.750  -0.2979   0.04139   0.03244  -0.0558   0.9492   0.0652
  -2.500  -0.2649   0.04094   0.03189  -0.0570   0.9445   0.0729
  -2.250  -0.2275   0.04140   0.03243  -0.0592   0.9415   0.0922
  -2.000  -0.2111   0.04017   0.03138  -0.0580   0.9326   0.1146
  -1.750  -0.1766   0.03996   0.03161  -0.0600   0.9282   0.1836
  -1.500  -0.1471   0.03891   0.03271  -0.0613   0.9263   0.5407
  -1.250  -0.1536   0.03837   0.03302  -0.0532   0.9159   0.7528
  -1.000  -0.1389   0.04000   0.03462  -0.0486   0.9101   0.8596
  -0.750  -0.1431   0.03952   0.03410  -0.0419   0.8992   0.9054
  -0.500  -0.0746   0.04146   0.03582  -0.0489   0.8937   0.9930
  -0.250  -0.0644   0.04118   0.03535  -0.0474   0.8826   1.0000
   0.000  -0.0221   0.04299   0.03686  -0.0511   0.8769   1.0000
   0.250  -0.0130   0.04266   0.03638  -0.0493   0.8648   1.0000
   0.500   0.0352   0.04493   0.03838  -0.0538   0.8597   1.0000
   0.750   0.0431   0.04444   0.03778  -0.0519   0.8468   1.0000
   1.000   0.0666   0.04540   0.03859  -0.0526   0.8385   1.0000
   1.250   0.1498   0.04511   0.03795  -0.0585   0.7945   1.0000
   1.500   0.1463   0.04631   0.03911  -0.0565   0.7977   1.0000
   1.750   0.2126   0.04547   0.03802  -0.0600   0.7637   1.0000
   2.000   0.2400   0.04598   0.03842  -0.0605   0.7528   1.0000
   2.250   0.2784   0.04648   0.03880  -0.0624   0.7453   1.0000
   2.500   0.2955   0.04709   0.03935  -0.0618   0.7344   1.0000
   2.750   0.3383   0.04750   0.03965  -0.0641   0.7282   1.0000
   3.000   0.3510   0.04822   0.04033  -0.0631   0.7170   1.0000
   3.250   0.3953   0.04848   0.04051  -0.0654   0.7116   1.0000
   3.500   0.4058   0.04931   0.04131  -0.0642   0.7002   1.0000
   3.750   0.4493   0.04950   0.04144  -0.0663   0.6954   1.0000
   4.000   0.4593   0.05039   0.04233  -0.0651   0.6839   1.0000
   4.250   0.5032   0.05041   0.04231  -0.0671   0.6794   1.0000
   4.500   0.5131   0.05135   0.04324  -0.0659   0.6677   1.0000
   4.750   0.5568   0.05123   0.04311  -0.0677   0.6637   1.0000
   5.000   0.5666   0.05222   0.04410  -0.0666   0.6518   1.0000
   5.250   0.6109   0.05189   0.04377  -0.0683   0.6482   1.0000
   5.500   0.6202   0.05293   0.04483  -0.0671   0.6361   1.0000
   5.750   0.6657   0.05233   0.04426  -0.0687   0.6328   1.0000
   6.000   0.6750   0.05338   0.04534  -0.0675   0.6205   1.0000
   6.250   0.7209   0.05253   0.04452  -0.0690   0.6175   1.0000
   6.500   0.7302   0.05359   0.04563  -0.0678   0.6050   1.0000
   6.750   0.7770   0.05244   0.04453  -0.0692   0.6023   1.0000
   7.000   0.7863   0.05350   0.04563  -0.0679   0.5895   1.0000
   7.250   0.8333   0.05206   0.04428  -0.0691   0.5870   1.0000
   7.500   0.8428   0.05312   0.04540  -0.0678   0.5740   1.0000
   7.750   0.8913   0.05127   0.04363  -0.0689   0.5718   1.0000
   8.000   0.9011   0.05228   0.04472  -0.0676   0.5587   1.0000
   8.250   0.9509   0.05000   0.04255  -0.0685   0.5567   1.0000
   8.500   0.9630   0.05075   0.04338  -0.0672   0.5438   1.0000
   8.750   1.0131   0.04805   0.04082  -0.0679   0.5418   1.0000
   9.000   1.0595   0.04546   0.03837  -0.0682   0.5388   1.0000
   9.250   1.0820   0.04502   0.03803  -0.0672   0.5278   1.0000
   9.500   1.1454   0.04089   0.03407  -0.0685   0.5263   1.0000
   9.750   1.1727   0.04005   0.03334  -0.0678   0.5142   1.0000
  10.000   1.2613   0.03444   0.02788  -0.0714   0.5092   1.0000
  10.250   1.3022   0.03293   0.02640  -0.0718   0.4924   1.0000
  10.500   1.3170   0.03330   0.02681  -0.0701   0.4722   1.0000
  10.750   1.3407   0.03317   0.02667  -0.0693   0.4507   1.0000
  11.000   1.3700   0.03285   0.02623  -0.0689   0.4281   1.0000
  11.250   1.3741   0.03410   0.02748  -0.0665   0.4065   1.0000
  11.500   1.3843   0.03503   0.02835  -0.0647   0.3847   1.0000
  11.750   1.3958   0.03598   0.02919  -0.0631   0.3633   1.0000
  12.000   1.3968   0.03759   0.03079  -0.0608   0.3430   1.0000
  12.250   1.4000   0.03914   0.03230  -0.0588   0.3233   1.0000
  12.500   1.4039   0.04069   0.03378  -0.0569   0.3043   1.0000
  12.750   1.4094   0.04223   0.03521  -0.0552   0.2857   1.0000
  13.000   1.4106   0.04411   0.03706  -0.0534   0.2682   1.0000
  13.250   1.4108   0.04613   0.03907  -0.0517   0.2514   1.0000
  13.500   1.4113   0.04821   0.04113  -0.0501   0.2354   1.0000
  13.750   1.4120   0.05037   0.04326  -0.0486   0.2200   1.0000
  14.000   1.4130   0.05257   0.04543  -0.0473   0.2054   1.0000
  14.250   1.4146   0.05482   0.04763  -0.0461   0.1915   1.0000
  14.500   1.4156   0.05718   0.04998  -0.0450   0.1783   1.0000
  14.750   1.4128   0.05996   0.05287  -0.0439   0.1664   1.0000
  15.000   1.4120   0.06268   0.05565  -0.0430   0.1549   1.0000
  15.250   1.4130   0.06532   0.05829  -0.0423   0.1440   1.0000
  15.500   1.4165   0.06776   0.06065  -0.0416   0.1336   1.0000
  15.750   1.4135   0.07089   0.06391  -0.0411   0.1246   1.0000
  16.000   1.4134   0.07391   0.06702  -0.0406   0.1160   1.0000
  16.250   1.4199   0.07623   0.06925  -0.0402   0.1072   1.0000
  16.500   1.4142   0.07994   0.07320  -0.0401   0.1008   1.0000
  16.750   1.4196   0.08254   0.07578  -0.0398   0.0936   1.0000
  17.000   1.4152   0.08621   0.07964  -0.0399   0.0881   1.0000
  17.250   1.4215   0.08882   0.08224  -0.0398   0.0821   1.0000
  17.500   1.4142   0.09302   0.08669  -0.0402   0.0779   1.0000
  17.750   1.4252   0.09505   0.08860  -0.0402   0.0722   1.0000
  18.000   1.4126   0.10009   0.09399  -0.0410   0.0695   1.0000
  18.250   1.4078   0.10405   0.09811  -0.0419   0.0661   1.0000
  18.500   1.4145   0.10670   0.10073  -0.0422   0.0620   1.0000
  18.750   1.3983   0.11254   0.10692  -0.0440   0.0604   1.0000
<< Back to EPPLER 657 AIRFOIL (e657-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 657 AIRFOIL (e657-il)