EPPLER E662 AIRFOIL (e662-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER E662 AIRFOIL (e662-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 23.39 at α=11° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e662-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-e662-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.3404 0.11881 0.11214 -0.0672 0.9652 0.0590
-9.750 -0.3350 0.11541 0.10874 -0.0677 0.9628 0.0578
-9.500 -0.3333 0.11161 0.10496 -0.0692 0.9607 0.0567
-9.250 -0.3363 0.10776 0.10113 -0.0706 0.9583 0.0558
-9.000 -0.3448 0.10426 0.09770 -0.0709 0.9548 0.0550
-8.750 -0.3533 0.10012 0.09361 -0.0724 0.9514 0.0544
-8.500 -0.3641 0.09530 0.08882 -0.0751 0.9483 0.0536
-8.250 -0.3822 0.09041 0.08394 -0.0775 0.9448 0.0527
-8.000 -0.4127 0.08698 0.08053 -0.0759 0.9396 0.0517
-7.750 -0.4404 0.08169 0.07512 -0.0766 0.9350 0.0502
-7.500 -0.4523 0.07688 0.07008 -0.0775 0.9315 0.0498
-7.250 -0.4663 0.07379 0.06686 -0.0750 0.9269 0.0498
-7.000 -0.4676 0.07092 0.06384 -0.0739 0.9233 0.0505
-6.750 -0.4635 0.06765 0.06035 -0.0738 0.9201 0.0513
-6.500 -0.4541 0.06404 0.05641 -0.0744 0.9173 0.0522
-6.250 -0.4523 0.06100 0.05305 -0.0728 0.9136 0.0523
-6.000 -0.4440 0.05780 0.04945 -0.0720 0.9101 0.0524
-5.750 -0.4285 0.05468 0.04585 -0.0719 0.9070 0.0526
-5.500 -0.4071 0.05180 0.04248 -0.0724 0.9044 0.0532
-5.250 -0.3812 0.04927 0.03945 -0.0732 0.9023 0.0542
-5.000 -0.3639 0.04752 0.03730 -0.0723 0.8989 0.0559
-4.750 -0.3436 0.04591 0.03519 -0.0714 0.8955 0.0588
-4.500 -0.3196 0.04440 0.03338 -0.0713 0.8924 0.0610
-4.250 -0.2931 0.04317 0.03201 -0.0714 0.8897 0.0633
-4.000 -0.2638 0.04217 0.03080 -0.0717 0.8873 0.0662
-3.750 -0.2437 0.04142 0.02986 -0.0703 0.8837 0.0699
-3.500 -0.2248 0.04079 0.02917 -0.0688 0.8797 0.0755
-3.250 -0.2010 0.04028 0.02854 -0.0682 0.8762 0.0830
-3.000 -0.1738 0.03966 0.02787 -0.0681 0.8731 0.0928
-2.750 -0.1487 0.03912 0.02732 -0.0680 0.8699 0.1131
-2.500 -0.1344 0.03850 0.02688 -0.0664 0.8648 0.1440
-2.250 -0.1116 0.03727 0.02644 -0.0669 0.8610 0.2495
-2.000 -0.1074 0.03587 0.02719 -0.0613 0.8576 0.5836
-1.750 -0.1076 0.03669 0.02815 -0.0538 0.8521 0.7655
-1.500 -0.1019 0.03730 0.02857 -0.0484 0.8463 0.8266
-1.250 -0.0921 0.03773 0.02883 -0.0430 0.8421 0.8751
-1.000 -0.0794 0.03795 0.02888 -0.0387 0.8369 0.9158
-0.750 0.1280 0.03991 0.02996 -0.0715 0.8422 0.9972
-0.500 0.1415 0.04012 0.03001 -0.0702 0.8360 1.0000
-0.250 0.1531 0.04025 0.02998 -0.0683 0.8295 1.0000
0.000 0.1781 0.04043 0.02997 -0.0685 0.8255 1.0000
0.250 0.1735 0.04055 0.03002 -0.0640 0.8163 1.0000
0.500 0.1955 0.04073 0.03005 -0.0636 0.8114 1.0000
0.750 0.1964 0.04088 0.03012 -0.0599 0.8029 1.0000
1.000 0.2148 0.04104 0.03016 -0.0589 0.7972 1.0000
1.250 0.2214 0.04121 0.03025 -0.0561 0.7894 1.0000
1.500 0.2365 0.04137 0.03032 -0.0546 0.7826 1.0000
1.750 0.2492 0.04158 0.03044 -0.0528 0.7757 1.0000
2.000 0.2632 0.04180 0.03058 -0.0512 0.7681 1.0000
2.250 0.2857 0.04206 0.03076 -0.0510 0.7623 1.0000
2.500 0.2987 0.04239 0.03104 -0.0495 0.7537 1.0000
2.750 0.3319 0.04263 0.03120 -0.0508 0.7495 1.0000
3.000 0.3406 0.04309 0.03163 -0.0489 0.7391 1.0000
3.500 0.3865 0.04384 0.03231 -0.0490 0.7243 1.0000
3.750 0.4090 0.04425 0.03270 -0.0490 0.7166 1.0000
4.000 0.4353 0.04457 0.03301 -0.0494 0.7093 1.0000
4.250 0.4542 0.04509 0.03353 -0.0491 0.7001 1.0000
4.500 0.4860 0.04527 0.03373 -0.0501 0.6941 1.0000
4.750 0.5028 0.04587 0.03435 -0.0496 0.6837 1.0000
5.000 0.5385 0.04589 0.03439 -0.0509 0.6788 1.0000
5.500 0.5752 0.04705 0.03566 -0.0501 0.6578 1.0000
5.750 0.6072 0.04709 0.03575 -0.0510 0.6511 1.0000
6.000 0.6248 0.04775 0.03647 -0.0505 0.6398 1.0000
6.250 0.6621 0.04745 0.03627 -0.0518 0.6348 1.0000
6.500 0.6780 0.04819 0.03710 -0.0511 0.6226 1.0000
6.750 0.6974 0.04878 0.03777 -0.0508 0.6113 1.0000
7.000 0.7343 0.04829 0.03739 -0.0517 0.6056 1.0000
7.250 0.7513 0.04899 0.03822 -0.0511 0.5930 1.0000
7.500 0.7713 0.04951 0.03885 -0.0507 0.5814 1.0000
7.750 0.8091 0.04867 0.03814 -0.0514 0.5756 1.0000
8.000 0.8270 0.04926 0.03888 -0.0507 0.5627 1.0000
8.250 0.8473 0.04965 0.03940 -0.0502 0.5505 1.0000
8.500 0.8878 0.04827 0.03819 -0.0506 0.5449 1.0000
8.750 0.9071 0.04868 0.03873 -0.0499 0.5314 1.0000
9.000 0.9280 0.04893 0.03916 -0.0493 0.5181 1.0000
9.250 0.9513 0.04896 0.03935 -0.0487 0.5051 1.0000
9.500 0.9777 0.04867 0.03921 -0.0482 0.4922 1.0000
9.750 1.0057 0.04820 0.03892 -0.0478 0.4787 1.0000
10.000 1.0320 0.04789 0.03876 -0.0472 0.4637 1.0000
10.250 1.0558 0.04780 0.03879 -0.0465 0.4470 1.0000
10.500 1.0791 0.04777 0.03887 -0.0457 0.4291 1.0000
10.750 1.1034 0.04764 0.03885 -0.0449 0.4103 1.0000
11.000 1.1229 0.04800 0.03927 -0.0440 0.3904 1.0000
11.250 1.1348 0.04908 0.04043 -0.0428 0.3693 1.0000
11.500 1.1511 0.04974 0.04110 -0.0417 0.3484 1.0000
11.750 1.1603 0.05113 0.04254 -0.0404 0.3277 1.0000
12.000 1.1684 0.05266 0.04413 -0.0392 0.3071 1.0000
12.250 1.1776 0.05409 0.04554 -0.0381 0.2874 1.0000
12.500 1.1822 0.05610 0.04759 -0.0370 0.2683 1.0000
12.750 1.1861 0.05823 0.04978 -0.0359 0.2499 1.0000
13.000 1.1897 0.06045 0.05202 -0.0350 0.2324 1.0000
13.250 1.1929 0.06279 0.05438 -0.0342 0.2161 1.0000
13.500 1.1953 0.06529 0.05691 -0.0335 0.2008 1.0000
13.750 1.1970 0.06798 0.05966 -0.0330 0.1863 1.0000
14.000 1.1987 0.07077 0.06252 -0.0325 0.1730 1.0000
14.250 1.1993 0.07376 0.06558 -0.0323 0.1605 1.0000
14.500 1.2003 0.07678 0.06868 -0.0321 0.1492 1.0000
14.750 1.2016 0.07979 0.07171 -0.0320 0.1389 1.0000
15.000 1.2021 0.08300 0.07499 -0.0321 0.1291 1.0000
15.250 1.2016 0.08656 0.07874 -0.0324 0.1201 1.0000
15.500 1.2024 0.08980 0.08200 -0.0327 0.1121 1.0000
15.750 1.2005 0.09363 0.08601 -0.0334 0.1045 1.0000
16.000 1.1996 0.09737 0.08987 -0.0341 0.0977 1.0000
16.250 1.1967 0.10141 0.09407 -0.0351 0.0912 1.0000
16.500 1.1941 0.10555 0.09834 -0.0363 0.0855 1.0000
16.750 1.1878 0.11040 0.10339 -0.0380 0.0802 1.0000
17.000 1.1871 0.11412 0.10710 -0.0393 0.0750 1.0000
17.250 1.1753 0.12042 0.11374 -0.0421 0.0713 1.0000
17.500 1.1705 0.12517 0.11858 -0.0444 0.0670 1.0000
17.750 1.1663 0.12989 0.12336 -0.0467 0.0633 1.0000
18.000 1.1495 0.13787 0.13166 -0.0511 0.0614 1.0000
18.250 1.1299 0.14686 0.14092 -0.0563 0.0601 1.0000
18.500 1.1015 0.15885 0.15312 -0.0637 0.0601 1.0000
18.750 1.0624 0.17559 0.16987 -0.0739 0.0610 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER E662 AIRFOIL (e662-il)