EPPLER 657 AIRFOIL (e657-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 657 AIRFOIL (e657-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 7.55 at α=11° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e657-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e657-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.250 -0.4768 0.12608 0.12098 -0.0112 1.0000 0.2543
-7.000 -0.4605 0.12219 0.11710 -0.0091 1.0000 0.2643
-6.750 -0.4992 0.12170 0.11674 -0.0075 1.0000 0.2716
-6.500 -0.4796 0.11785 0.11287 -0.0053 1.0000 0.2845
-6.250 -0.4896 0.11538 0.11046 -0.0031 1.0000 0.2953
-6.000 -0.5153 0.11419 0.10937 -0.0004 1.0000 0.3048
-5.750 -0.5086 0.11114 0.10634 0.0020 1.0000 0.3186
-5.500 -0.5182 0.10873 0.10399 0.0048 1.0000 0.3311
-4.250 -0.5414 0.06521 0.05835 -0.0371 1.0000 0.1229
-4.000 -0.5241 0.06136 0.05437 -0.0374 1.0000 0.1196
-3.750 -0.5000 0.05665 0.04906 -0.0392 1.0000 0.1138
-3.500 -0.4706 0.05285 0.04421 -0.0407 1.0000 0.1081
-3.250 -0.4459 0.05011 0.04095 -0.0411 1.0000 0.1081
-3.000 -0.4233 0.04783 0.03848 -0.0412 1.0000 0.1120
-2.750 -0.4002 0.04630 0.03670 -0.0411 1.0000 0.1177
-2.500 -0.3740 0.04484 0.03464 -0.0409 1.0000 0.1240
-2.250 -0.3516 0.04361 0.03338 -0.0406 1.0000 0.1365
-2.000 -0.3284 0.04263 0.03229 -0.0400 1.0000 0.1534
-1.750 -0.3064 0.04177 0.03158 -0.0392 1.0000 0.1798
-1.500 -0.2845 0.04103 0.03101 -0.0381 1.0000 0.2248
-1.250 -0.2567 0.03960 0.03066 -0.0382 1.0000 0.3640
-1.000 -0.2743 0.03844 0.03209 -0.0243 1.0000 0.8276
-0.750 -0.2548 0.03790 0.03131 -0.0210 1.0000 1.0000
-0.500 -0.2370 0.03824 0.03116 -0.0210 1.0000 1.0000
-0.250 -0.2181 0.03873 0.03123 -0.0213 1.0000 1.0000
0.000 -0.1986 0.03934 0.03147 -0.0216 1.0000 1.0000
0.250 -0.1787 0.04004 0.03184 -0.0220 1.0000 1.0000
0.500 -0.1587 0.04082 0.03233 -0.0225 1.0000 1.0000
0.750 -0.1387 0.04166 0.03290 -0.0230 1.0000 1.0000
1.000 -0.1188 0.04257 0.03355 -0.0235 1.0000 1.0000
1.250 -0.0990 0.04353 0.03429 -0.0241 1.0000 1.0000
1.500 -0.0794 0.04455 0.03510 -0.0246 1.0000 1.0000
1.750 -0.0599 0.04562 0.03597 -0.0251 1.0000 1.0000
2.000 -0.0407 0.04674 0.03692 -0.0257 1.0000 1.0000
2.250 -0.0060 0.04919 0.03916 -0.0291 0.9939 1.0000
2.500 0.0265 0.05135 0.04113 -0.0323 0.9848 1.0000
3.000 0.0854 0.05532 0.04483 -0.0374 0.9639 1.0000
3.250 0.1182 0.05793 0.04729 -0.0405 0.9546 1.0000
3.500 0.1501 0.06022 0.04947 -0.0434 0.9420 1.0000
3.750 0.1722 0.06154 0.05073 -0.0446 0.9286 1.0000
4.000 0.1940 0.06310 0.05222 -0.0458 0.9157 1.0000
4.250 0.2192 0.06521 0.05428 -0.0475 0.9049 1.0000
4.500 0.2552 0.06829 0.05729 -0.0509 0.8933 1.0000
4.750 0.2714 0.06927 0.05825 -0.0511 0.8790 1.0000
5.000 0.2887 0.07076 0.05972 -0.0516 0.8660 1.0000
5.250 0.3112 0.07292 0.06186 -0.0529 0.8550 1.0000
5.500 0.3471 0.07616 0.06507 -0.0561 0.8433 1.0000
5.750 0.3597 0.07715 0.06608 -0.0558 0.8288 1.0000
6.000 0.3732 0.07869 0.06763 -0.0559 0.8160 1.0000
6.250 0.3944 0.08101 0.06997 -0.0571 0.8051 1.0000
6.500 0.4331 0.08461 0.07359 -0.0604 0.7926 1.0000
6.750 0.4401 0.08541 0.07443 -0.0596 0.7782 1.0000
7.000 0.4506 0.08704 0.07610 -0.0595 0.7653 1.0000
7.250 0.4683 0.08937 0.07847 -0.0603 0.7542 1.0000
7.500 0.4988 0.09240 0.08155 -0.0625 0.7417 1.0000
7.750 0.5270 0.09499 0.08420 -0.0641 0.7262 1.0000
8.000 0.5304 0.09608 0.08537 -0.0633 0.7123 1.0000
8.250 0.5376 0.09802 0.08737 -0.0631 0.7002 1.0000
8.500 0.5537 0.10031 0.08973 -0.0638 0.6871 1.0000
8.750 0.5720 0.10260 0.09212 -0.0646 0.6729 1.0000
9.000 0.6556 0.09791 0.08745 -0.0640 0.5930 1.0000
9.250 0.6776 0.09925 0.08891 -0.0642 0.5770 1.0000
9.500 0.6955 0.10094 0.09068 -0.0644 0.5627 1.0000
9.750 0.7148 0.10250 0.09235 -0.0646 0.5478 1.0000
10.000 0.7336 0.10422 0.09417 -0.0648 0.5340 1.0000
10.250 0.7543 0.10573 0.09581 -0.0650 0.5195 1.0000
10.500 0.7785 0.10707 0.09728 -0.0652 0.5057 1.0000
10.750 0.8089 0.10791 0.09827 -0.0654 0.4917 1.0000
11.000 0.8264 0.10947 0.09996 -0.0653 0.4778 1.0000
11.250 0.8192 0.11324 0.10382 -0.0653 0.4651 1.0000
11.500 0.8263 0.11593 0.10661 -0.0654 0.4520 1.0000
11.750 0.8410 0.11807 0.10888 -0.0655 0.4392 1.0000
12.000 0.8626 0.11938 0.11036 -0.0653 0.4256 1.0000
12.250 0.8941 0.11948 0.11063 -0.0648 0.4120 1.0000
12.500 0.8777 0.12502 0.11623 -0.0658 0.4006 1.0000
12.750 0.8779 0.12879 0.12010 -0.0664 0.3890 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 657 AIRFOIL (e657-il)