EPPLER 668 AIRFOIL (e668-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 668 AIRFOIL (e668-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 31 at α=10.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e668-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e668-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 668 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.000 -0.3836 0.11051 0.10549 -0.0087 1.0000 0.3010
-6.750 -0.3881 0.10761 0.10265 -0.0071 1.0000 0.3104
-6.500 -0.4232 0.10660 0.10175 -0.0050 1.0000 0.3211
-6.250 -0.4016 0.10244 0.09758 -0.0033 1.0000 0.3335
-6.000 -0.4077 0.09950 0.09471 -0.0014 1.0000 0.3433
-5.750 -0.4288 0.09735 0.09265 0.0013 1.0000 0.3562
-5.500 -0.4577 0.09599 0.09139 0.0050 1.0000 0.3705
-5.000 -0.5529 0.06430 0.05782 -0.0378 1.0000 0.1267
-4.750 -0.5302 0.05735 0.04999 -0.0414 1.0000 0.1130
-4.500 -0.5095 0.05327 0.04551 -0.0423 1.0000 0.1120
-4.250 -0.4853 0.04936 0.04103 -0.0435 1.0000 0.1118
-4.000 -0.4594 0.04597 0.03705 -0.0442 1.0000 0.1117
-3.750 -0.4329 0.04310 0.03359 -0.0447 1.0000 0.1159
-3.500 -0.4094 0.04112 0.03145 -0.0445 1.0000 0.1237
-3.250 -0.3839 0.03921 0.02918 -0.0444 1.0000 0.1337
-3.000 -0.3592 0.03770 0.02743 -0.0440 1.0000 0.1477
-2.750 -0.3358 0.03646 0.02619 -0.0433 1.0000 0.1680
-2.500 -0.3130 0.03535 0.02515 -0.0423 1.0000 0.1988
-2.250 -0.2902 0.03424 0.02427 -0.0412 1.0000 0.2569
-2.000 -0.2634 0.03189 0.02380 -0.0409 1.0000 0.4824
-1.750 -0.2809 0.03172 0.02512 -0.0276 1.0000 0.7711
-1.500 -0.2936 0.03184 0.02524 -0.0166 1.0000 0.8969
-1.250 -0.2430 0.03186 0.02472 -0.0208 1.0000 1.0000
-1.000 -0.2287 0.03181 0.02428 -0.0204 1.0000 1.0000
-0.750 -0.2109 0.03200 0.02411 -0.0205 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1912 0.03235 0.02413 -0.0209 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1706 0.03282 0.02427 -0.0214 1.0000 1.0000
0.000 -0.1495 0.03338 0.02455 -0.0220 1.0000 1.0000
0.250 -0.1283 0.03401 0.02493 -0.0226 1.0000 1.0000
0.500 -0.1071 0.03471 0.02539 -0.0232 1.0000 1.0000
0.750 -0.0860 0.03547 0.02594 -0.0238 1.0000 1.0000
1.000 -0.0651 0.03629 0.02656 -0.0244 1.0000 1.0000
1.250 -0.0445 0.03716 0.02726 -0.0251 1.0000 1.0000
1.500 -0.0241 0.03808 0.02801 -0.0257 1.0000 1.0000
1.750 -0.0041 0.03905 0.02884 -0.0262 1.0000 1.0000
2.000 0.0156 0.04008 0.02974 -0.0268 1.0000 1.0000
2.250 0.0350 0.04116 0.03070 -0.0274 1.0000 1.0000
2.500 0.0540 0.04229 0.03173 -0.0280 1.0000 1.0000
2.750 0.0727 0.04348 0.03283 -0.0286 1.0000 1.0000
3.000 0.0910 0.04472 0.03400 -0.0292 1.0000 1.0000
3.250 0.1090 0.04601 0.03522 -0.0298 1.0000 1.0000
3.500 0.1266 0.04737 0.03653 -0.0304 1.0000 1.0000
3.750 0.1616 0.04994 0.03904 -0.0344 0.9905 1.0000
4.000 0.1979 0.05258 0.04163 -0.0386 0.9762 1.0000
4.250 0.2346 0.05523 0.04426 -0.0427 0.9604 1.0000
4.500 0.2724 0.05812 0.04713 -0.0469 0.9441 1.0000
4.750 0.2980 0.05990 0.04893 -0.0490 0.9262 1.0000
5.000 0.3258 0.06168 0.05073 -0.0512 0.9043 1.0000
5.250 0.3713 0.06481 0.05387 -0.0558 0.8820 1.0000
5.500 0.4504 0.06423 0.05331 -0.0603 0.7932 1.0000
5.750 0.4892 0.06520 0.05432 -0.0622 0.7686 1.0000
6.000 0.5149 0.06619 0.05537 -0.0628 0.7495 1.0000
6.250 0.5466 0.06720 0.05647 -0.0641 0.7318 1.0000
6.500 0.5822 0.06810 0.05747 -0.0656 0.7150 1.0000
6.750 0.6177 0.06890 0.05836 -0.0669 0.6988 1.0000
7.000 0.6340 0.06998 0.05956 -0.0665 0.6815 1.0000
7.250 0.6567 0.07099 0.06067 -0.0667 0.6648 1.0000
7.500 0.6815 0.07192 0.06172 -0.0670 0.6481 1.0000
7.750 0.7078 0.07272 0.06267 -0.0672 0.6314 1.0000
8.000 0.7348 0.07344 0.06353 -0.0674 0.6149 1.0000
8.250 0.7632 0.07393 0.06418 -0.0675 0.5983 1.0000
8.500 0.7932 0.07420 0.06464 -0.0674 0.5817 1.0000
8.750 0.8254 0.07413 0.06476 -0.0673 0.5650 1.0000
9.000 0.8610 0.07354 0.06438 -0.0669 0.5484 1.0000
9.250 0.9014 0.07216 0.06326 -0.0663 0.5319 1.0000
9.500 0.9490 0.06955 0.06093 -0.0654 0.5155 1.0000
9.750 1.0098 0.06459 0.05633 -0.0638 0.4997 1.0000
10.000 0.9842 0.07024 0.06202 -0.0621 0.4757 1.0000
10.250 1.2489 0.04289 0.03540 -0.0647 0.4330 1.0000
10.500 1.2913 0.04166 0.03397 -0.0640 0.3880 1.0000
10.750 1.3017 0.04271 0.03492 -0.0612 0.3537 1.0000
11.000 1.3118 0.04400 0.03608 -0.0586 0.3205 1.0000
11.250 1.3208 0.04556 0.03748 -0.0561 0.2899 1.0000
11.500 1.3305 0.04733 0.03908 -0.0538 0.2613 1.0000
11.750 1.3445 0.04920 0.04072 -0.0522 0.2338 1.0000
12.000 1.3449 0.05166 0.04328 -0.0495 0.2147 1.0000
12.250 1.3517 0.05404 0.04568 -0.0475 0.1957 1.0000
12.500 1.3733 0.05648 0.04791 -0.0469 0.1747 1.0000
12.750 1.3828 0.05935 0.05084 -0.0454 0.1604 1.0000
13.000 1.3684 0.06267 0.05460 -0.0422 0.1539 1.0000
13.250 1.3750 0.06593 0.05796 -0.0408 0.1436 1.0000
13.500 1.3913 0.06914 0.06113 -0.0402 0.1323 1.0000
13.750 1.3678 0.07325 0.06570 -0.0372 0.1305 1.0000
14.000 1.3442 0.07785 0.07068 -0.0349 0.1288 1.0000
14.250 1.3186 0.08292 0.07609 -0.0334 0.1276 1.0000
14.500 1.2893 0.08873 0.08221 -0.0326 0.1276 1.0000
14.750 1.2547 0.09553 0.08929 -0.0329 0.1286 1.0000
15.000 1.2193 0.10330 0.09728 -0.0345 0.1301 1.0000
15.250 1.1849 0.11190 0.10603 -0.0374 0.1316 1.0000
15.500 1.1533 0.12137 0.11558 -0.0413 0.1327 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 668 AIRFOIL (e668-il)