Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

EPPLER E662 AIRFOIL (e662-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: EPPLER E662 AIRFOIL (e662-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 27.63 at α=12°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e662-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-e662-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.750  -0.4533   0.13387   0.12806  -0.0195   1.0000   0.2385
  -8.500  -0.4380   0.12969   0.12389  -0.0176   1.0000   0.2462
  -8.250  -0.4666   0.12903   0.12334  -0.0168   1.0000   0.2545
  -8.000  -0.4494   0.12510   0.11940  -0.0146   1.0000   0.2664
  -7.750  -0.4561   0.12254   0.11690  -0.0131   1.0000   0.2757
  -7.500  -0.4815   0.12156   0.11603  -0.0115   1.0000   0.2860
  -7.250  -0.4749   0.11851   0.11300  -0.0092   1.0000   0.3006
  -7.000  -0.4723   0.11575   0.11025  -0.0070   1.0000   0.3149
  -6.750  -0.4736   0.11317   0.10773  -0.0048   1.0000   0.3291
  -6.500  -0.4779   0.11075   0.10535  -0.0023   1.0000   0.3442
  -6.250  -0.4827   0.10845   0.10310   0.0003   1.0000   0.3598
  -6.000  -0.4908   0.10637   0.10108   0.0033   1.0000   0.3777
  -5.750  -0.5118   0.10497   0.09978   0.0072   1.0000   0.3965
  -5.500  -0.4934   0.10166   0.09647   0.0094   1.0000   0.4193
  -5.250  -0.5183   0.10077   0.09568   0.0147   1.0000   0.4446
  -5.000  -0.4906   0.09749   0.09237   0.0164   1.0000   0.4727
  -4.250  -0.5427   0.05955   0.05195  -0.0346   1.0000   0.1449
  -4.000  -0.5224   0.05560   0.04783  -0.0350   1.0000   0.1375
  -3.750  -0.4933   0.05170   0.04306  -0.0366   1.0000   0.1279
  -3.500  -0.4686   0.04896   0.03985  -0.0372   1.0000   0.1270
  -3.250  -0.4432   0.04682   0.03720  -0.0376   1.0000   0.1280
  -3.000  -0.4178   0.04496   0.03487  -0.0376   1.0000   0.1291
  -2.750  -0.3927   0.04339   0.03285  -0.0374   1.0000   0.1301
  -2.500  -0.3698   0.04184   0.03117  -0.0369   1.0000   0.1330
  -2.250  -0.3478   0.04087   0.03010  -0.0362   1.0000   0.1391
  -2.000  -0.3257   0.04007   0.02915  -0.0353   1.0000   0.1489
  -1.750  -0.3049   0.03950   0.02850  -0.0338   1.0000   0.1618
  -1.500  -0.2864   0.03888   0.02806  -0.0319   1.0000   0.1818
  -1.250  -0.2640   0.03806   0.02759  -0.0310   1.0000   0.2359
  -1.000  -0.2267   0.03812   0.03078  -0.0197   1.0000   1.0000
  -0.750  -0.2198   0.03797   0.03029  -0.0175   1.0000   1.0000
  -0.500  -0.2129   0.03785   0.02988  -0.0154   1.0000   1.0000
  -0.250  -0.2055   0.03777   0.02955  -0.0134   1.0000   1.0000
   0.000  -0.1967   0.03779   0.02933  -0.0117   1.0000   1.0000
   0.250  -0.1860   0.03792   0.02922  -0.0104   1.0000   1.0000
   0.500  -0.1733   0.03818   0.02927  -0.0095   1.0000   1.0000
   0.750  -0.1588   0.03858   0.02946  -0.0089   1.0000   1.0000
   1.000  -0.1429   0.03909   0.02978  -0.0087   1.0000   1.0000
   1.250  -0.1260   0.03970   0.03022  -0.0086   1.0000   1.0000
   1.500  -0.1085   0.04041   0.03075  -0.0088   1.0000   1.0000
   1.750  -0.0903   0.04120   0.03138  -0.0091   1.0000   1.0000
   2.000  -0.0720   0.04208   0.03212  -0.0096   1.0000   1.0000
   2.250  -0.0533   0.04302   0.03294  -0.0101   1.0000   1.0000
   2.500  -0.0345   0.04404   0.03383  -0.0107   1.0000   1.0000
   2.750  -0.0157   0.04513   0.03481  -0.0114   1.0000   1.0000
   3.000   0.0030   0.04628   0.03587  -0.0121   1.0000   1.0000
   3.250   0.0380   0.04884   0.03829  -0.0159   0.9942   1.0000
   3.500   0.0723   0.05124   0.04060  -0.0197   0.9848   1.0000
   3.750   0.1036   0.05336   0.04265  -0.0229   0.9738   1.0000
   4.000   0.1341   0.05543   0.04466  -0.0259   0.9617   1.0000
   4.250   0.1630   0.05743   0.04662  -0.0286   0.9489   1.0000
   4.500   0.1916   0.05944   0.04859  -0.0312   0.9351   1.0000
   4.750   0.2182   0.06134   0.05048  -0.0335   0.9211   1.0000
   5.000   0.2442   0.06326   0.05239  -0.0356   0.9067   1.0000
   5.250   0.2697   0.06519   0.05433  -0.0375   0.8921   1.0000
   5.500   0.2949   0.06716   0.05631  -0.0394   0.8772   1.0000
   5.750   0.3198   0.06913   0.05830  -0.0413   0.8620   1.0000
   6.000   0.3450   0.07113   0.06033  -0.0431   0.8460   1.0000
   6.250   0.3723   0.07321   0.06245  -0.0451   0.8290   1.0000
   6.500   0.4125   0.07600   0.06527  -0.0486   0.8097   1.0000
   6.750   0.4877   0.07393   0.06322  -0.0511   0.7338   1.0000
   7.000   0.5060   0.07490   0.06426  -0.0512   0.7150   1.0000
   7.250   0.5348   0.07594   0.06537  -0.0523   0.6973   1.0000
   7.500   0.5668   0.07698   0.06649  -0.0537   0.6808   1.0000
   7.750   0.6024   0.07785   0.06748  -0.0552   0.6647   1.0000
   8.000   0.6328   0.07880   0.06853  -0.0562   0.6492   1.0000
   8.250   0.6508   0.08003   0.06986  -0.0563   0.6331   1.0000
   8.500   0.6727   0.08124   0.07120  -0.0566   0.6176   1.0000
   8.750   0.6937   0.08244   0.07252  -0.0568   0.6014   1.0000
   9.000   0.7161   0.08362   0.07383  -0.0571   0.5858   1.0000
   9.250   0.7377   0.08475   0.07510  -0.0572   0.5698   1.0000
   9.500   0.7594   0.08586   0.07637  -0.0573   0.5538   1.0000
   9.750   0.7814   0.08689   0.07755  -0.0572   0.5376   1.0000
  10.000   0.8035   0.08787   0.07868  -0.0571   0.5215   1.0000
  10.250   0.8264   0.08872   0.07971  -0.0569   0.5053   1.0000
  10.500   0.8522   0.08913   0.08030  -0.0565   0.4888   1.0000
  10.750   0.8782   0.08943   0.08079  -0.0560   0.4725   1.0000
  11.000   0.9114   0.08865   0.08022  -0.0552   0.4561   1.0000
  11.250   0.9530   0.08644   0.07829  -0.0539   0.4398   1.0000
  11.500   1.0179   0.08014   0.07234  -0.0516   0.4241   1.0000
  11.750   1.2923   0.04970   0.04238  -0.0525   0.3723   1.0000
  12.000   1.3385   0.04844   0.04079  -0.0524   0.3317   1.0000
  12.250   1.3315   0.05081   0.04326  -0.0491   0.3103   1.0000
  12.500   1.3462   0.05210   0.04444  -0.0474   0.2827   1.0000
  12.750   1.3635   0.05348   0.04561  -0.0461   0.2557   1.0000
  13.000   1.3610   0.05605   0.04829  -0.0436   0.2380   1.0000
  13.250   1.3624   0.05856   0.05085  -0.0415   0.2203   1.0000
  13.500   1.3697   0.06096   0.05324  -0.0399   0.2027   1.0000
  13.750   1.3892   0.06306   0.05516  -0.0392   0.1828   1.0000
  14.000   1.3701   0.06693   0.05943  -0.0363   0.1761   1.0000
  14.250   1.3696   0.07014   0.06274  -0.0348   0.1646   1.0000
  14.500   1.3723   0.07320   0.06583  -0.0335   0.1527   1.0000
  14.750   1.3491   0.07783   0.07083  -0.0315   0.1487   1.0000
  15.000   1.3488   0.08116   0.07421  -0.0305   0.1387   1.0000
  15.250   1.3198   0.08676   0.08018  -0.0294   0.1373   1.0000
  15.500   1.2882   0.09317   0.08687  -0.0292   0.1369   1.0000
  15.750   1.2526   0.10071   0.09469  -0.0303   0.1380   1.0000
  16.000   1.2164   0.10934   0.10352  -0.0326   0.1397   1.0000
  16.250   1.1817   0.11887   0.11320  -0.0362   0.1411   1.0000
<< Back to EPPLER E662 AIRFOIL (e662-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER E662 AIRFOIL (e662-il)