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