EPPLER E662 AIRFOIL (e662-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER E662 AIRFOIL (e662-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 46.55 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e662-il-100000.txt Download as CSV file: xf-e662-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER E662 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.500 -0.5374 0.10957 0.10577 -0.0247 1.0000 0.1136
-7.250 -0.5729 0.10660 0.10288 -0.0247 1.0000 0.1140
-7.000 -0.6121 0.10240 0.09860 -0.0282 1.0000 0.1148
-6.750 -0.6296 0.09723 0.09338 -0.0292 1.0000 0.1160
-6.500 -0.6047 0.09514 0.09147 -0.0234 1.0000 0.1190
-6.250 -0.6063 0.09234 0.08865 -0.0221 1.0000 0.1220
-6.000 -0.6405 0.08773 0.08340 -0.0301 1.0000 0.1305
-5.750 -0.6287 0.08264 0.07866 -0.0268 1.0000 0.1325
-5.500 -0.6200 0.08055 0.07667 -0.0239 1.0000 0.1366
-5.250 -0.6208 0.07584 0.07167 -0.0269 1.0000 0.1479
-5.000 -0.6115 0.07363 0.06955 -0.0247 1.0000 0.1528
-4.750 -0.6042 0.06988 0.06564 -0.0259 1.0000 0.1654
-4.500 -0.5930 0.06667 0.06223 -0.0271 1.0000 0.1793
-4.250 -0.5799 0.06391 0.05931 -0.0278 1.0000 0.1944
-4.000 -0.5189 0.04766 0.04097 -0.0355 1.0000 0.0827
-3.750 -0.4883 0.04372 0.03599 -0.0358 1.0000 0.0720
-3.500 -0.4617 0.04204 0.03383 -0.0363 0.9993 0.0728
-3.250 -0.4290 0.04052 0.03189 -0.0379 0.9966 0.0727
-3.000 -0.3950 0.03921 0.03024 -0.0395 0.9942 0.0725
-2.750 -0.3674 0.03785 0.02866 -0.0400 0.9916 0.0732
-2.500 -0.3362 0.03699 0.02775 -0.0411 0.9878 0.0753
-2.250 -0.3018 0.03721 0.02791 -0.0429 0.9845 0.0804
-2.000 -0.2760 0.03701 0.02756 -0.0431 0.9801 0.0859
-1.750 -0.2440 0.03671 0.02744 -0.0445 0.9751 0.0935
-1.500 -0.2065 0.03724 0.02805 -0.0469 0.9720 0.1111
-1.250 -0.1823 0.03596 0.02741 -0.0472 0.9662 0.1934
-1.000 -0.1793 0.03534 0.02954 -0.0404 0.9617 0.7881
-0.750 -0.1796 0.03619 0.03036 -0.0332 0.9525 0.8498
-0.500 -0.1822 0.03727 0.03142 -0.0247 0.9454 0.9023
-0.250 0.0140 0.04029 0.03376 -0.0514 0.9007 1.0000
0.000 0.0385 0.03997 0.03325 -0.0513 0.8797 1.0000
0.250 -0.0111 0.04125 0.03464 -0.0416 0.9166 1.0000
0.500 0.0145 0.04149 0.03473 -0.0421 0.9009 1.0000
0.750 0.1156 0.04053 0.03336 -0.0520 0.8437 1.0000
1.000 0.1287 0.04062 0.03335 -0.0502 0.8321 1.0000
1.250 0.1756 0.04118 0.03376 -0.0536 0.8254 1.0000
1.500 0.1729 0.04101 0.03355 -0.0494 0.8131 1.0000
1.750 0.1843 0.04112 0.03359 -0.0473 0.8022 1.0000
2.000 0.2221 0.04146 0.03381 -0.0492 0.7957 1.0000
2.250 0.2289 0.04157 0.03388 -0.0466 0.7840 1.0000
2.500 0.2761 0.04196 0.03417 -0.0498 0.7794 1.0000
2.750 0.2839 0.04214 0.03432 -0.0477 0.7671 1.0000
3.000 0.3031 0.04253 0.03468 -0.0472 0.7571 1.0000
3.250 0.3426 0.04274 0.03483 -0.0494 0.7512 1.0000
3.500 0.3600 0.04317 0.03525 -0.0488 0.7403 1.0000
3.750 0.4047 0.04323 0.03527 -0.0515 0.7358 1.0000
4.000 0.4209 0.04370 0.03574 -0.0508 0.7243 1.0000
4.250 0.4683 0.04358 0.03560 -0.0536 0.7208 1.0000
4.500 0.4844 0.04405 0.03609 -0.0530 0.7090 1.0000
4.750 0.5058 0.04450 0.03656 -0.0530 0.6986 1.0000
5.000 0.5496 0.04416 0.03623 -0.0552 0.6940 1.0000
5.250 0.5690 0.04465 0.03677 -0.0549 0.6827 1.0000
5.500 0.6159 0.04399 0.03614 -0.0572 0.6791 1.0000
5.750 0.6345 0.04448 0.03667 -0.0568 0.6672 1.0000
6.000 0.6838 0.04344 0.03572 -0.0592 0.6643 1.0000
6.250 0.7024 0.04388 0.03621 -0.0587 0.6519 1.0000
6.500 0.7526 0.04254 0.03495 -0.0608 0.6494 1.0000
6.750 0.7716 0.04289 0.03537 -0.0603 0.6368 1.0000
7.000 0.7945 0.04304 0.03562 -0.0600 0.6252 1.0000
7.250 0.8442 0.04125 0.03395 -0.0618 0.6220 1.0000
7.500 0.8974 0.03898 0.03183 -0.0636 0.6200 1.0000
7.750 0.9198 0.03884 0.03178 -0.0630 0.6075 1.0000
8.000 0.9649 0.03683 0.02991 -0.0639 0.6024 1.0000
8.250 1.0048 0.03520 0.02843 -0.0645 0.5937 1.0000
8.500 1.0747 0.03143 0.02483 -0.0676 0.5908 1.0000
8.750 1.1160 0.02991 0.02345 -0.0684 0.5771 1.0000
9.000 1.1678 0.02796 0.02159 -0.0703 0.5612 1.0000
9.250 1.1966 0.02755 0.02122 -0.0700 0.5391 1.0000
9.500 1.2387 0.02661 0.02025 -0.0712 0.5142 1.0000
9.750 1.2535 0.02713 0.02076 -0.0695 0.4874 1.0000
10.000 1.2693 0.02768 0.02126 -0.0680 0.4601 1.0000
10.250 1.2829 0.02840 0.02190 -0.0663 0.4325 1.0000
10.500 1.2936 0.02931 0.02272 -0.0643 0.4051 1.0000
10.750 1.3007 0.03044 0.02376 -0.0621 0.3783 1.0000
11.000 1.3039 0.03184 0.02510 -0.0596 0.3520 1.0000
11.250 1.3079 0.03328 0.02645 -0.0573 0.3264 1.0000
11.500 1.3120 0.03480 0.02782 -0.0551 0.3019 1.0000
11.750 1.3125 0.03658 0.02958 -0.0528 0.2779 1.0000
12.000 1.3152 0.03835 0.03119 -0.0508 0.2555 1.0000
12.250 1.3158 0.04032 0.03315 -0.0488 0.2337 1.0000
12.500 1.3182 0.04229 0.03501 -0.0470 0.2140 1.0000
12.750 1.3205 0.04438 0.03704 -0.0453 0.1951 1.0000
13.000 1.3227 0.04656 0.03921 -0.0438 0.1777 1.0000
13.250 1.3254 0.04878 0.04139 -0.0423 0.1619 1.0000
13.500 1.3290 0.05104 0.04363 -0.0411 0.1475 1.0000
13.750 1.3323 0.05339 0.04598 -0.0399 0.1344 1.0000
14.000 1.3343 0.05586 0.04845 -0.0388 0.1226 1.0000
14.250 1.3346 0.05846 0.05103 -0.0379 0.1117 1.0000
14.500 1.3343 0.06115 0.05364 -0.0371 0.1014 1.0000
14.750 1.3289 0.06441 0.05716 -0.0363 0.0927 1.0000
15.000 1.3275 0.06752 0.06033 -0.0358 0.0841 1.0000
15.250 1.3286 0.07046 0.06317 -0.0354 0.0756 1.0000
15.500 1.3232 0.07418 0.06714 -0.0351 0.0687 1.0000
15.750 1.3242 0.07750 0.07051 -0.0347 0.0616 1.0000
16.000 1.3253 0.08074 0.07379 -0.0346 0.0559 1.0000
16.250 1.3281 0.08420 0.07740 -0.0343 0.0512 1.0000
16.500 1.3255 0.08799 0.08139 -0.0346 0.0478 1.0000
16.750 1.3367 0.09051 0.08379 -0.0344 0.0439 1.0000
17.000 1.3282 0.09523 0.08889 -0.0351 0.0425 1.0000
17.250 1.3213 0.10001 0.09398 -0.0359 0.0413 1.0000
17.500 1.3130 0.10504 0.09929 -0.0371 0.0404 1.0000
17.750 1.3029 0.11040 0.10494 -0.0388 0.0396 1.0000
18.000 1.2904 0.11623 0.11103 -0.0410 0.0392 1.0000
18.250 1.2738 0.12292 0.11798 -0.0440 0.0390 1.0000
18.500 1.2508 0.13099 0.12632 -0.0483 0.0392 1.0000
18.750 1.2203 0.14103 0.13667 -0.0544 0.0398 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER E662 AIRFOIL (e662-il)