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 |
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 657 AIRFOIL (e657-il)