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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER E662 AIRFOIL (e662-il)