EPPLER 67 AIRFOIL (e67-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 67 AIRFOIL (e67-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 37.36 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e67-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e67-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 67 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3812 0.11176 0.10527 -0.0283 1.0000 0.2485
-8.250 -0.3666 0.10768 0.10120 -0.0262 1.0000 0.2599
-8.000 -0.3992 0.10806 0.10178 -0.0245 1.0000 0.2636
-7.750 -0.3848 0.10406 0.09778 -0.0223 1.0000 0.2766
-7.500 -0.3821 0.10092 0.09470 -0.0202 1.0000 0.2843
-7.250 -0.4090 0.10078 0.09472 -0.0175 1.0000 0.2924
-7.000 -0.3988 0.09690 0.09087 -0.0156 1.0000 0.2991
-6.750 -0.4320 0.09718 0.09132 -0.0119 1.0000 0.3073
-6.500 -0.4216 0.09319 0.08736 -0.0101 1.0000 0.3136
-6.250 -0.4629 0.09378 0.08815 -0.0065 1.0000 0.3226
-6.000 -0.5129 0.06706 0.06086 -0.0452 1.0000 0.1327
-5.750 -0.5036 0.06290 0.05666 -0.0451 1.0000 0.1312
-5.500 -0.4924 0.05784 0.05140 -0.0471 1.0000 0.1292
-5.250 -0.4756 0.05202 0.04515 -0.0504 1.0000 0.1265
-5.000 -0.4515 0.04590 0.03830 -0.0544 1.0000 0.1242
-4.750 -0.4257 0.04174 0.03351 -0.0564 1.0000 0.1280
-4.500 -0.4008 0.03875 0.03005 -0.0575 1.0000 0.1374
-4.250 -0.3729 0.03590 0.02657 -0.0586 1.0000 0.1488
-4.000 -0.3496 0.03419 0.02477 -0.0584 1.0000 0.1665
-3.750 -0.3237 0.03255 0.02278 -0.0586 1.0000 0.1910
-3.500 -0.3002 0.03126 0.02145 -0.0583 1.0000 0.2189
-3.250 -0.2769 0.03012 0.02036 -0.0578 1.0000 0.2513
-3.000 -0.2542 0.02928 0.01952 -0.0573 1.0000 0.2932
-2.750 -0.2330 0.02860 0.01910 -0.0564 1.0000 0.3414
-2.500 -0.2120 0.02806 0.01879 -0.0553 1.0000 0.4006
-2.250 -0.1919 0.02770 0.01869 -0.0539 1.0000 0.4696
-2.000 -0.1737 0.02748 0.01875 -0.0519 1.0000 0.5457
-1.750 -0.1594 0.02736 0.01892 -0.0488 1.0000 0.6226
-1.500 -0.1497 0.02728 0.01912 -0.0445 1.0000 0.7002
-1.250 -0.1456 0.02712 0.01920 -0.0390 1.0000 0.7818
-1.000 -0.1466 0.02661 0.01897 -0.0323 1.0000 0.8879
-0.750 -0.1102 0.02607 0.01810 -0.0376 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0788 0.02663 0.01817 -0.0409 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0530 0.02727 0.01844 -0.0425 1.0000 1.0000
0.000 -0.0294 0.02794 0.01882 -0.0435 1.0000 1.0000
0.250 -0.0071 0.02866 0.01929 -0.0443 1.0000 1.0000
0.500 0.0143 0.02943 0.01982 -0.0448 1.0000 1.0000
0.750 0.0350 0.03024 0.02044 -0.0453 1.0000 1.0000
1.000 0.0551 0.03110 0.02112 -0.0457 1.0000 1.0000
1.250 0.0890 0.03254 0.02239 -0.0487 0.9943 1.0000
1.500 0.1354 0.03424 0.02390 -0.0539 0.9783 1.0000
1.750 0.1770 0.03574 0.02526 -0.0581 0.9638 1.0000
2.000 0.2158 0.03710 0.02650 -0.0616 0.9496 1.0000
2.250 0.2526 0.03837 0.02769 -0.0647 0.9356 1.0000
2.500 0.2877 0.03959 0.02884 -0.0673 0.9216 1.0000
2.750 0.3216 0.04075 0.02996 -0.0697 0.9075 1.0000
3.000 0.3545 0.04189 0.03107 -0.0719 0.8934 1.0000
3.250 0.3872 0.04301 0.03218 -0.0739 0.8791 1.0000
3.500 0.4192 0.04411 0.03329 -0.0757 0.8646 1.0000
3.750 0.4515 0.04518 0.03437 -0.0774 0.8499 1.0000
4.000 0.4830 0.04623 0.03545 -0.0790 0.8353 1.0000
4.250 0.5155 0.04722 0.03652 -0.0805 0.8202 1.0000
4.500 0.5488 0.04816 0.03752 -0.0820 0.8050 1.0000
4.750 0.5823 0.04903 0.03846 -0.0834 0.7899 1.0000
5.000 0.6181 0.04979 0.03932 -0.0849 0.7745 1.0000
5.250 0.6382 0.05077 0.04042 -0.0845 0.7572 1.0000
5.500 0.6637 0.05163 0.04139 -0.0847 0.7400 1.0000
5.750 0.6936 0.05232 0.04221 -0.0851 0.7230 1.0000
6.000 0.7288 0.05270 0.04277 -0.0858 0.7061 1.0000
6.250 0.7701 0.05263 0.04289 -0.0867 0.6894 1.0000
6.500 0.7979 0.05303 0.04346 -0.0863 0.6710 1.0000
6.750 0.8231 0.05346 0.04405 -0.0855 0.6513 1.0000
7.000 0.8695 0.05230 0.04319 -0.0857 0.6333 1.0000
7.250 0.9348 0.04910 0.04034 -0.0861 0.6167 1.0000
7.500 0.9614 0.04856 0.04006 -0.0841 0.5946 1.0000
7.750 1.1017 0.03875 0.03091 -0.0887 0.5704 1.0000
8.000 1.1639 0.03535 0.02778 -0.0889 0.5327 1.0000
8.250 1.2105 0.03330 0.02570 -0.0880 0.4868 1.0000
8.500 1.2330 0.03300 0.02524 -0.0850 0.4404 1.0000
8.750 1.2446 0.03355 0.02559 -0.0812 0.3948 1.0000
9.000 1.2527 0.03456 0.02633 -0.0773 0.3501 1.0000
9.250 1.2594 0.03594 0.02746 -0.0736 0.3078 1.0000
9.500 1.2677 0.03766 0.02881 -0.0703 0.2678 1.0000
9.750 1.2701 0.03962 0.03065 -0.0666 0.2349 1.0000
10.000 1.2766 0.04179 0.03263 -0.0635 0.2044 1.0000
10.250 1.2858 0.04422 0.03493 -0.0610 0.1774 1.0000
10.500 1.3003 0.04693 0.03746 -0.0594 0.1535 1.0000
10.750 1.3091 0.04973 0.04038 -0.0571 0.1366 1.0000
11.000 1.3233 0.05302 0.04381 -0.0556 0.1232 1.0000
11.250 1.3350 0.05627 0.04721 -0.0540 0.1127 1.0000
11.500 1.3402 0.05970 0.05098 -0.0516 0.1064 1.0000
11.750 1.3531 0.06419 0.05564 -0.0506 0.1012 1.0000
12.000 1.3367 0.06759 0.05948 -0.0464 0.0998 1.0000
12.250 1.3187 0.07130 0.06358 -0.0429 0.0987 1.0000
12.500 1.2981 0.07530 0.06793 -0.0401 0.0979 1.0000
12.750 1.2750 0.07979 0.07272 -0.0380 0.0977 1.0000
13.000 1.2497 0.08485 0.07807 -0.0369 0.0981 1.0000
13.250 1.2225 0.09056 0.08402 -0.0369 0.0989 1.0000
13.500 1.1951 0.09693 0.09059 -0.0379 0.0999 1.0000
13.750 1.1691 0.10392 0.09775 -0.0399 0.1009 1.0000
14.000 1.1454 0.11143 0.10536 -0.0428 0.1018 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 67 AIRFOIL (e67-il)