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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 678 AIRFOIL (e678-il)