EPPLER 66 AIRFOIL (e66-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 66 AIRFOIL (e66-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 40.22 at α=7.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e66-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e66-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 66 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.500 -0.3783 0.10411 0.09782 -0.0229 1.0000 0.2371
-7.250 -0.3829 0.10217 0.09596 -0.0208 1.0000 0.2457
-7.000 -0.4217 0.10339 0.09739 -0.0178 1.0000 0.2485
-6.750 -0.4003 0.09846 0.09245 -0.0160 1.0000 0.2607
-6.500 -0.4358 0.09896 0.09315 -0.0141 1.0000 0.2633
-6.250 -0.4243 0.09519 0.08940 -0.0109 1.0000 0.2765
-6.000 -0.4217 0.09226 0.08652 -0.0083 1.0000 0.2881
-5.750 -0.4304 0.09005 0.08441 -0.0065 1.0000 0.2976
-5.500 -0.4514 0.08902 0.08353 -0.0074 1.0000 0.3084
-5.250 -0.4534 0.08650 0.08107 -0.0058 1.0000 0.3232
-5.000 -0.4542 0.08386 0.07848 -0.0043 1.0000 0.3381
-4.750 -0.4437 0.08030 0.07493 0.0000 1.0000 0.3479
-4.500 -0.3651 0.04998 0.04274 -0.0603 1.0000 0.1319
-4.250 -0.3382 0.04539 0.03786 -0.0626 1.0000 0.1290
-4.000 -0.2987 0.04024 0.03170 -0.0680 1.0000 0.1313
-3.750 -0.2734 0.03761 0.02900 -0.0686 1.0000 0.1379
-3.500 -0.2373 0.03442 0.02496 -0.0712 1.0000 0.1467
-3.250 -0.2092 0.03248 0.02273 -0.0718 1.0000 0.1618
-3.000 -0.1834 0.03104 0.02123 -0.0719 1.0000 0.1826
-2.750 -0.1566 0.02972 0.01980 -0.0720 1.0000 0.2140
-2.500 -0.1316 0.02873 0.01886 -0.0718 1.0000 0.2591
-2.250 -0.1071 0.02792 0.01821 -0.0715 1.0000 0.3142
-2.000 -0.0827 0.02727 0.01769 -0.0710 1.0000 0.3829
-1.750 -0.0603 0.02679 0.01755 -0.0699 1.0000 0.4623
-1.500 -0.0402 0.02642 0.01755 -0.0682 1.0000 0.5561
-1.250 -0.0258 0.02608 0.01765 -0.0649 1.0000 0.6620
-1.000 -0.0224 0.02562 0.01767 -0.0589 1.0000 0.7803
-0.750 -0.0159 0.02456 0.01675 -0.0559 1.0000 1.0000
-0.500 0.0182 0.02516 0.01672 -0.0593 1.0000 1.0000
-0.250 0.0439 0.02579 0.01694 -0.0606 1.0000 1.0000
0.000 0.0674 0.02646 0.01730 -0.0613 1.0000 1.0000
0.250 0.0897 0.02717 0.01772 -0.0618 1.0000 1.0000
0.500 0.1112 0.02793 0.01825 -0.0622 1.0000 1.0000
0.750 0.1320 0.02873 0.01886 -0.0625 1.0000 1.0000
1.000 0.1522 0.02957 0.01954 -0.0627 1.0000 1.0000
1.250 0.1719 0.03047 0.02028 -0.0630 1.0000 1.0000
1.500 0.1912 0.03143 0.02111 -0.0632 1.0000 1.0000
1.750 0.2281 0.03293 0.02249 -0.0668 0.9907 1.0000
2.000 0.2752 0.03462 0.02404 -0.0720 0.9749 1.0000
2.250 0.3203 0.03616 0.02549 -0.0767 0.9598 1.0000
2.500 0.3593 0.03742 0.02669 -0.0801 0.9444 1.0000
2.750 0.3948 0.03854 0.02777 -0.0829 0.9286 1.0000
3.000 0.4302 0.03963 0.02886 -0.0854 0.9127 1.0000
3.250 0.4657 0.04071 0.02994 -0.0879 0.8969 1.0000
3.500 0.5017 0.04174 0.03101 -0.0903 0.8809 1.0000
3.750 0.5393 0.04271 0.03202 -0.0928 0.8648 1.0000
4.000 0.5781 0.04360 0.03296 -0.0952 0.8487 1.0000
4.250 0.6171 0.04438 0.03385 -0.0974 0.8325 1.0000
4.500 0.6417 0.04522 0.03478 -0.0977 0.8140 1.0000
4.750 0.6747 0.04590 0.03557 -0.0988 0.7961 1.0000
5.000 0.7133 0.04635 0.03619 -0.1004 0.7787 1.0000
5.250 0.7578 0.04642 0.03644 -0.1023 0.7618 1.0000
5.500 0.7818 0.04707 0.03723 -0.1018 0.7414 1.0000
5.750 0.8201 0.04701 0.03740 -0.1024 0.7223 1.0000
6.000 0.8720 0.04595 0.03661 -0.1038 0.7046 1.0000
6.250 0.9018 0.04584 0.03671 -0.1030 0.6828 1.0000
6.500 0.9598 0.04341 0.03467 -0.1035 0.6637 1.0000
6.750 1.0443 0.03874 0.03046 -0.1057 0.6431 1.0000
7.000 1.1161 0.03491 0.02705 -0.1070 0.6131 1.0000
7.250 1.1805 0.03168 0.02402 -0.1076 0.5720 1.0000
7.500 1.2107 0.03083 0.02323 -0.1051 0.5259 1.0000
7.750 1.2330 0.03066 0.02293 -0.1020 0.4749 1.0000
8.000 1.2484 0.03116 0.02317 -0.0984 0.4219 1.0000
8.250 1.2612 0.03215 0.02376 -0.0948 0.3687 1.0000
8.500 1.2675 0.03372 0.02508 -0.0908 0.3201 1.0000
8.750 1.2752 0.03554 0.02660 -0.0873 0.2751 1.0000
9.000 1.2838 0.03761 0.02841 -0.0842 0.2348 1.0000
9.250 1.2933 0.03987 0.03044 -0.0814 0.1998 1.0000
9.500 1.3095 0.04251 0.03272 -0.0797 0.1682 1.0000
9.750 1.3211 0.04530 0.03570 -0.0773 0.1464 1.0000
10.000 1.3456 0.04866 0.03885 -0.0770 0.1268 1.0000
10.250 1.3611 0.05205 0.04260 -0.0752 0.1160 1.0000
10.500 1.3676 0.05564 0.04663 -0.0725 0.1087 1.0000
10.750 1.3920 0.06002 0.05095 -0.0726 0.1005 1.0000
11.000 1.3850 0.06379 0.05535 -0.0686 0.0990 1.0000
11.250 1.3736 0.06762 0.05973 -0.0646 0.0977 1.0000
11.500 1.3572 0.07131 0.06381 -0.0604 0.0969 1.0000
11.750 1.3378 0.07519 0.06804 -0.0567 0.0964 1.0000
12.000 1.3157 0.07942 0.07258 -0.0538 0.0964 1.0000
12.250 1.2913 0.08412 0.07751 -0.0518 0.0968 1.0000
12.500 1.2658 0.08939 0.08302 -0.0508 0.0975 1.0000
12.750 1.2402 0.09525 0.08908 -0.0510 0.0984 1.0000
13.000 1.2157 0.10171 0.09570 -0.0523 0.0992 1.0000
13.250 1.1938 0.10869 0.10280 -0.0545 0.1001 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 66 AIRFOIL (e66-il)