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

EPPLER 678 AIRFOIL (e678-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 678 AIRFOIL (e678-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 41.54 at α=11°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e678-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-e678-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: EPPLER 678 AIRFOIL                              
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.500  -0.3169   0.12068   0.11641  -0.0538   0.9676   0.1010
  -8.250  -0.3162   0.11719   0.11294  -0.0607   0.9617   0.1069
  -8.000  -0.3450   0.11448   0.11033  -0.0677   0.9496   0.1082
  -7.750  -0.2977   0.10947   0.10524  -0.0650   0.9490   0.1127
  -7.500  -0.2945   0.10694   0.10272  -0.0649   0.9398   0.1170
  -7.250  -0.3093   0.10424   0.10007  -0.0679   0.9309   0.1216
  -7.000  -0.3525   0.10048   0.09638  -0.0761   0.9196   0.1232
  -6.750  -0.3397   0.09782   0.09376  -0.0699   0.9149   0.1259
  -6.500  -0.3189   0.09560   0.09151  -0.0682   0.9110   0.1309
  -6.250  -0.3334   0.09176   0.08770  -0.0725   0.9028   0.1360
  -6.000  -0.3483   0.08578   0.08164  -0.0797   0.8957   0.1413
  -5.750  -0.3245   0.08357   0.07945  -0.0784   0.8934   0.1469
  -5.500  -0.3516   0.07913   0.07480  -0.0835   0.8847   0.1562
  -5.250  -0.3330   0.07698   0.07276  -0.0806   0.8816   0.1601
  -5.000  -0.3125   0.07246   0.06808  -0.0861   0.8785   0.1747
  -4.750  -0.2499   0.05159   0.04445  -0.1055   0.8764   0.0668
  -4.500  -0.2357   0.04883   0.04157  -0.1049   0.8724   0.0649
  -4.250  -0.2075   0.04618   0.03854  -0.1064   0.8695   0.0630
  -4.000  -0.1722   0.04421   0.03602  -0.1084   0.8669   0.0645
  -3.750  -0.1318   0.04268   0.03393  -0.1108   0.8646   0.0662
  -3.500  -0.0905   0.04061   0.03164  -0.1133   0.8629   0.0683
  -3.250  -0.0880   0.04032   0.03134  -0.1100   0.8575   0.0700
  -3.000  -0.0643   0.03980   0.03076  -0.1098   0.8546   0.0748
  -2.750  -0.0340   0.03909   0.03005  -0.1107   0.8520   0.0846
  -2.500   0.0040   0.03824   0.02928  -0.1126   0.8497   0.1064
  -2.250   0.0510   0.03660   0.02848  -0.1171   0.8481   0.2236
  -2.000   0.0562   0.03571   0.02945  -0.1147   0.8440   0.5667
  -1.750   0.0605   0.03655   0.03057  -0.1096   0.8401   0.6873
  -1.500   0.0751   0.03737   0.03131  -0.1060   0.8366   0.7450
  -1.250   0.0933   0.03808   0.03190  -0.1028   0.8341   0.7872
  -1.000   0.0865   0.03881   0.03264  -0.0967   0.8298   0.8102
  -0.750   0.0864   0.03931   0.03309  -0.0914   0.8257   0.8377
  -0.500   0.0908   0.03955   0.03327  -0.0863   0.8225   0.8674
  -0.250   0.1006   0.03948   0.03311  -0.0817   0.8198   0.8998
   0.000   0.0927   0.03970   0.03332  -0.0760   0.8152   0.9256
   0.250   0.1024   0.03972   0.03330  -0.0732   0.8110   0.9609
   0.500   0.1478   0.03999   0.03337  -0.0774   0.8071   1.0000
   0.750   0.1772   0.04068   0.03390  -0.0795   0.8028   1.0000
   1.000   0.1974   0.04146   0.03457  -0.0803   0.7976   1.0000
   1.250   0.2368   0.04205   0.03498  -0.0835   0.7936   1.0000
   1.500   0.2681   0.04279   0.03560  -0.0856   0.7889   1.0000
   1.750   0.2887   0.04368   0.03639  -0.0863   0.7830   1.0000
   2.000   0.3313   0.04418   0.03676  -0.0896   0.7790   1.0000
   2.250   0.3503   0.04516   0.03768  -0.0900   0.7723   1.0000
   2.500   0.3827   0.04584   0.03828  -0.0920   0.7669   1.0000
   2.750   0.4326   0.04609   0.03842  -0.0959   0.7635   1.0000
   3.000   0.4381   0.04745   0.03978  -0.0947   0.7544   1.0000
   3.250   0.4832   0.04770   0.03995  -0.0979   0.7502   1.0000
   3.500   0.4956   0.04897   0.04121  -0.0973   0.7412   1.0000
   3.750   0.5364   0.04926   0.04145  -0.0999   0.7362   1.0000
   4.000   0.5543   0.05039   0.04259  -0.0999   0.7275   1.0000
   4.250   0.5908   0.05073   0.04290  -0.1018   0.7215   1.0000
   4.500   0.6413   0.05052   0.04266  -0.1050   0.7184   1.0000
   4.750   0.6454   0.05213   0.04431  -0.1034   0.7061   1.0000
   5.000   0.6953   0.05175   0.04392  -0.1064   0.7028   1.0000
   5.250   0.7012   0.05335   0.04556  -0.1050   0.6902   1.0000
   5.500   0.7505   0.05280   0.04504  -0.1076   0.6869   1.0000
   5.750   0.7578   0.05434   0.04662  -0.1063   0.6739   1.0000
   6.000   0.8072   0.05358   0.04590  -0.1087   0.6707   1.0000
   6.250   0.8146   0.05514   0.04751  -0.1073   0.6575   1.0000
   6.500   0.8644   0.05414   0.04658  -0.1096   0.6546   1.0000
   6.750   0.8730   0.05558   0.04808  -0.1082   0.6412   1.0000
   7.000   0.9243   0.05419   0.04677  -0.1103   0.6386   1.0000
   7.250   0.9333   0.05554   0.04821  -0.1089   0.6251   1.0000
   7.500   0.9737   0.05467   0.04744  -0.1099   0.6198   1.0000
   7.750   0.9969   0.05485   0.04771  -0.1094   0.6093   1.0000
   8.000   1.0390   0.05351   0.04650  -0.1103   0.6043   1.0000
   8.250   1.1105   0.04948   0.04263  -0.1132   0.6062   1.0000
   8.500   1.1032   0.05189   0.04514  -0.1101   0.5880   1.0000
   8.750   1.1759   0.04730   0.04074  -0.1128   0.5899   1.0000
  10.000   1.3612   0.03834   0.03263  -0.1124   0.5396   1.0000
  10.250   1.3916   0.03695   0.03137  -0.1116   0.5228   1.0000
  10.500   1.4273   0.03522   0.02973  -0.1113   0.5020   1.0000
  10.750   1.4409   0.03528   0.02981  -0.1090   0.4759   1.0000
  11.000   1.4601   0.03515   0.02959  -0.1072   0.4453   1.0000
  11.250   1.4706   0.03581   0.03009  -0.1047   0.4125   1.0000
  11.500   1.4723   0.03723   0.03134  -0.1016   0.3804   1.0000
  11.750   1.4684   0.03918   0.03316  -0.0983   0.3502   1.0000
  12.000   1.4614   0.04151   0.03536  -0.0950   0.3210   1.0000
  12.250   1.4534   0.04410   0.03783  -0.0920   0.2932   1.0000
  12.500   1.4455   0.04688   0.04048  -0.0894   0.2670   1.0000
  12.750   1.4379   0.04985   0.04334  -0.0871   0.2421   1.0000
  13.000   1.4320   0.05289   0.04634  -0.0852   0.2186   1.0000
  13.250   1.4252   0.05613   0.04947  -0.0836   0.1968   1.0000
  13.500   1.4183   0.05960   0.05292  -0.0822   0.1736   1.0000
  13.750   1.4089   0.06343   0.05663  -0.0809   0.1517   1.0000
  14.000   1.3980   0.06764   0.06074  -0.0798   0.1286   1.0000
  14.250   1.3855   0.07220   0.06516  -0.0787   0.1060   1.0000
  14.500   1.3724   0.07694   0.06970  -0.0779   0.0883   1.0000
  14.750   1.3646   0.08115   0.07379  -0.0771   0.0744   1.0000
  15.000   1.3629   0.08464   0.07725  -0.0765   0.0651   1.0000
  15.250   1.3696   0.08712   0.07978  -0.0756   0.0585   1.0000
  15.500   1.3847   0.08845   0.08091  -0.0744   0.0534   1.0000
  15.750   1.3945   0.09077   0.08349  -0.0738   0.0501   1.0000
  16.000   1.4046   0.09294   0.08572  -0.0734   0.0469   1.0000
  16.250   1.4306   0.09364   0.08633  -0.0723   0.0439   1.0000
  16.500   1.4397   0.09641   0.08943  -0.0719   0.0427   1.0000
  16.750   1.4466   0.09953   0.09285  -0.0717   0.0418   1.0000
  17.000   1.4494   0.10315   0.09676  -0.0717   0.0410   1.0000
  17.250   1.4474   0.10732   0.10123  -0.0720   0.0406   1.0000
  17.500   1.4407   0.11204   0.10626  -0.0728   0.0403   1.0000
  17.750   1.4298   0.11731   0.11183  -0.0741   0.0401   1.0000
  18.000   1.4154   0.12315   0.11796  -0.0760   0.0401   1.0000
  18.250   1.3974   0.12969   0.12480  -0.0786   0.0401   1.0000
  18.500   1.3758   0.13712   0.13253  -0.0822   0.0404   1.0000
  18.750   1.3511   0.14556   0.14124  -0.0869   0.0408   1.0000
  19.000   1.3240   0.15512   0.15105  -0.0929   0.0414   1.0000
  19.250   1.2953   0.16583   0.16199  -0.1000   0.0422   1.0000
<< Back to EPPLER 678 AIRFOIL (e678-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 678 AIRFOIL (e678-il)