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=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 657 AIRFOIL (e657-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 18.65 at α=12°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e657-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-e657-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.250  -0.1637   0.10349   0.09655  -0.1036   0.9264   0.0439
 -10.000  -0.1651   0.10041   0.09349  -0.1043   0.9214   0.0436
  -9.750  -0.1674   0.09702   0.09014  -0.1055   0.9169   0.0433
  -9.500  -0.1672   0.09302   0.08617  -0.1079   0.9134   0.0429
  -9.250  -0.1683   0.08804   0.08121  -0.1117   0.9103   0.0427
  -9.000  -0.1833   0.08484   0.07806  -0.1116   0.9041   0.0423
  -8.750  -0.1978   0.08064   0.07388  -0.1133   0.8985   0.0417
  -8.500  -0.2150   0.07609   0.06930  -0.1158   0.8941   0.0410
  -8.250  -0.2525   0.07504   0.06829  -0.1107   0.8866   0.0401
  -8.000  -0.2790   0.07224   0.06542  -0.1085   0.8806   0.0397
  -7.750  -0.2959   0.06803   0.06095  -0.1086   0.8765   0.0391
  -7.500  -0.3305   0.06679   0.05961  -0.1019   0.8698   0.0385
  -7.250  -0.3420   0.06401   0.05657  -0.0996   0.8652   0.0384
  -7.000  -0.3373   0.06164   0.05402  -0.0989   0.8620   0.0393
  -6.750  -0.3295   0.05869   0.05072  -0.0988   0.8595   0.0404
  -6.500  -0.3432   0.05743   0.04929  -0.0938   0.8544   0.0408
  -6.250  -0.3403   0.05499   0.04645  -0.0919   0.8504   0.0420
  -6.000  -0.3279   0.05222   0.04314  -0.0911   0.8474   0.0431
  -5.750  -0.3088   0.04940   0.03967  -0.0909   0.8451   0.0443
  -5.500  -0.2849   0.04754   0.03761  -0.0912   0.8432   0.0460
  -5.250  -0.2792   0.04659   0.03648  -0.0883   0.8392   0.0477
  -5.000  -0.2644   0.04533   0.03483  -0.0867   0.8356   0.0509
  -4.750  -0.2445   0.04424   0.03362  -0.0860   0.8326   0.0547
  -4.500  -0.2199   0.04311   0.03217  -0.0855   0.8302   0.0598
  -4.250  -0.1938   0.04220   0.03121  -0.0855   0.8280   0.0671
  -4.000  -0.1667   0.04134   0.03025  -0.0855   0.8258   0.0779
  -3.750  -0.1602   0.04103   0.02990  -0.0824   0.8212   0.0868
  -3.500  -0.1427   0.04052   0.02937  -0.0811   0.8177   0.1029
  -3.250  -0.1203   0.03987   0.02877  -0.0807   0.8146   0.1297
  -3.000  -0.0947   0.03909   0.02820  -0.0809   0.8119   0.1759
  -2.750  -0.0668   0.03814   0.02774  -0.0818   0.8097   0.2689
  -2.500  -0.0598   0.03765   0.02785  -0.0794   0.8050   0.3763
  -2.250  -0.0522   0.03717   0.02830  -0.0756   0.8008   0.5460
  -2.000  -0.0471   0.03745   0.02908  -0.0693   0.7970   0.6943
  -1.750  -0.0340   0.03801   0.02958  -0.0646   0.7939   0.7857
  -1.500  -0.0298   0.03851   0.02992  -0.0601   0.7890   0.8424
  -1.250  -0.0227   0.03885   0.03015  -0.0557   0.7838   0.8867
  -1.000   0.0123   0.03928   0.03033  -0.0562   0.7805   0.9353
  -0.750   0.0983   0.04016   0.03075  -0.0671   0.7788   0.9773
  -0.500   0.1697   0.04079   0.03099  -0.0761   0.7769   1.0000
  -0.250   0.1546   0.04101   0.03114  -0.0704   0.7691   1.0000
   0.000   0.1637   0.04120   0.03115  -0.0681   0.7638   1.0000
   0.250   0.1866   0.04141   0.03115  -0.0679   0.7602   1.0000
   0.500   0.1836   0.04182   0.03145  -0.0641   0.7526   1.0000
   0.750   0.2027   0.04220   0.03165  -0.0636   0.7473   1.0000
   1.000   0.2323   0.04257   0.03183  -0.0644   0.7437   1.0000
   1.500   0.2622   0.04368   0.03269  -0.0624   0.7306   1.0000
   1.750   0.2942   0.04411   0.03297  -0.0636   0.7271   1.0000
   2.000   0.3019   0.04487   0.03365  -0.0618   0.7185   1.0000
   2.250   0.3288   0.04538   0.03404  -0.0624   0.7135   1.0000
   2.500   0.3634   0.04578   0.03432  -0.0638   0.7101   1.0000
   2.750   0.3685   0.04668   0.03518  -0.0618   0.7002   1.0000
   3.000   0.3995   0.04713   0.03553  -0.0628   0.6958   1.0000
   3.500   0.4388   0.04848   0.03679  -0.0622   0.6815   1.0000
   4.000   0.4799   0.04982   0.03806  -0.0618   0.6671   1.0000
   4.250   0.5140   0.05009   0.03829  -0.0629   0.6631   1.0000
   4.500   0.5222   0.05113   0.03934  -0.0615   0.6524   1.0000
   4.750   0.5553   0.05136   0.03957  -0.0624   0.6481   1.0000
   5.000   0.5647   0.05242   0.04064  -0.0612   0.6374   1.0000
   5.250   0.5978   0.05257   0.04079  -0.0621   0.6328   1.0000
   5.500   0.6071   0.05365   0.04190  -0.0609   0.6218   1.0000
   5.750   0.6411   0.05369   0.04198  -0.0617   0.6174   1.0000
   6.000   0.6500   0.05484   0.04317  -0.0605   0.6058   1.0000
   6.250   0.6831   0.05481   0.04318  -0.0612   0.6012   1.0000
   6.500   0.6930   0.05596   0.04438  -0.0601   0.5896   1.0000
   6.750   0.7081   0.05687   0.04537  -0.0594   0.5796   1.0000
   7.000   0.7372   0.05692   0.04549  -0.0597   0.5732   1.0000
   7.250   0.7490   0.05804   0.04668  -0.0588   0.5618   1.0000
   7.500   0.7823   0.05771   0.04645  -0.0591   0.5566   1.0000
   7.750   0.7921   0.05898   0.04780  -0.0582   0.5443   1.0000
   8.250   0.8369   0.05967   0.04869  -0.0575   0.5270   1.0000
   8.500   0.8493   0.06081   0.04995  -0.0567   0.5151   1.0000
   8.750   0.8833   0.06003   0.04930  -0.0567   0.5098   1.0000
   9.000   0.8934   0.06138   0.05075  -0.0558   0.4969   1.0000
   9.500   0.9398   0.06145   0.05111  -0.0548   0.4792   1.0000
   9.750   0.9518   0.06262   0.05240  -0.0539   0.4667   1.0000
  10.000   0.9893   0.06098   0.05093  -0.0536   0.4616   1.0000
  10.500   1.0140   0.06318   0.05340  -0.0518   0.4359   1.0000
  10.750   1.0540   0.06109   0.05149  -0.0513   0.4296   1.0000
  11.000   1.0654   0.06227   0.05280  -0.0504   0.4157   1.0000
  11.250   1.0801   0.06308   0.05375  -0.0495   0.4025   1.0000
  11.500   1.1017   0.06308   0.05390  -0.0487   0.3906   1.0000
  11.750   1.1383   0.06129   0.05222  -0.0480   0.3799   1.0000
  12.000   1.1546   0.06190   0.05294  -0.0471   0.3656   1.0000
  12.250   1.1674   0.06291   0.05407  -0.0462   0.3506   1.0000
  12.500   1.1799   0.06400   0.05526  -0.0453   0.3356   1.0000
  12.750   1.1919   0.06516   0.05651  -0.0445   0.3206   1.0000
  13.000   1.2025   0.06653   0.05796  -0.0436   0.3056   1.0000
  13.250   1.2117   0.06808   0.05958  -0.0429   0.2907   1.0000
  13.500   1.2197   0.06981   0.06141  -0.0421   0.2762   1.0000
  13.750   1.2267   0.07170   0.06336  -0.0415   0.2620   1.0000
  14.000   1.2333   0.07367   0.06538  -0.0409   0.2483   1.0000
  14.250   1.2399   0.07565   0.06741  -0.0404   0.2350   1.0000
  14.500   1.2468   0.07760   0.06937  -0.0399   0.2221   1.0000
  14.750   1.2464   0.08066   0.07258  -0.0397   0.2099   1.0000
  15.000   1.2448   0.08399   0.07603  -0.0397   0.1983   1.0000
  15.250   1.2463   0.08690   0.07902  -0.0397   0.1873   1.0000
  15.500   1.2515   0.08921   0.08131  -0.0395   0.1766   1.0000
  15.750   1.2471   0.09317   0.08546  -0.0400   0.1667   1.0000
  16.000   1.2449   0.09685   0.08925  -0.0406   0.1576   1.0000
  16.250   1.2505   0.09914   0.09149  -0.0407   0.1483   1.0000
  16.500   1.2408   0.10430   0.09694  -0.0420   0.1405   1.0000
  16.750   1.2430   0.10731   0.09997  -0.0426   0.1326   1.0000
  17.000   1.2357   0.11216   0.10502  -0.0442   0.1256   1.0000
  17.250   1.2360   0.11561   0.10852  -0.0452   0.1188   1.0000
  17.500   1.2260   0.12119   0.11432  -0.0474   0.1130   1.0000
  17.750   1.2303   0.12393   0.11705  -0.0482   0.1067   1.0000
  18.000   1.2116   0.13159   0.12501  -0.0519   0.1026   1.0000
  18.250   1.2282   0.13170   0.12496  -0.0515   0.0957   1.0000
  18.500   1.2008   0.14157   0.13519  -0.0567   0.0934   1.0000
  18.750   1.1634   0.15449   0.14835  -0.0641   0.0916   1.0000
<< Back to EPPLER 657 AIRFOIL (e657-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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