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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 678 AIRFOIL (e678-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 22.44 at α=13.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e678-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-e678-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -6.500  -0.4797   0.12437   0.11921  -0.0089   1.0000   0.2662
  -6.250  -0.4657   0.12091   0.11576  -0.0068   1.0000   0.2771
  -6.000  -0.5078   0.12097   0.11596  -0.0043   1.0000   0.2830
  -5.750  -0.4955   0.11769   0.11270  -0.0021   1.0000   0.2974
  -5.500  -0.4917   0.11488   0.10991  -0.0001   1.0000   0.3080
  -5.250  -0.5424   0.11493   0.11012   0.0025   1.0000   0.3159
  -5.000  -0.5388   0.11227   0.10748   0.0053   1.0000   0.3317
  -4.750  -0.5350   0.10959   0.10483   0.0080   1.0000   0.3470
  -4.500  -0.5434   0.10735   0.10265   0.0102   1.0000   0.3639
  -4.250  -0.5547   0.10511   0.10049   0.0118   1.0000   0.3819
  -4.000  -0.5429   0.10216   0.09754   0.0158   1.0000   0.4005
  -3.750  -0.4965   0.07219   0.06616  -0.0475   1.0000   0.1870
  -3.500  -0.5068   0.07410   0.06869  -0.0364   1.0000   0.2245
  -3.250  -0.4097   0.05692   0.04912  -0.0619   1.0000   0.1209
  -3.000  -0.3787   0.05366   0.04538  -0.0644   1.0000   0.1171
  -2.750  -0.3474   0.05126   0.04244  -0.0666   1.0000   0.1176
  -2.500  -0.3165   0.04943   0.04003  -0.0682   1.0000   0.1206
  -2.250  -0.2865   0.04800   0.03804  -0.0692   1.0000   0.1230
  -2.000  -0.2609   0.04667   0.03662  -0.0696   1.0000   0.1287
  -1.750  -0.2347   0.04604   0.03566  -0.0697   1.0000   0.1395
  -1.500  -0.2114   0.04538   0.03494  -0.0692   1.0000   0.1546
  -1.250  -0.1889   0.04479   0.03457  -0.0685   1.0000   0.1826
  -1.000  -0.1585   0.04410   0.03433  -0.0693   1.0000   0.2548
  -0.750  -0.1543   0.04298   0.03623  -0.0604   1.0000   0.7475
  -0.500  -0.1699   0.04313   0.03638  -0.0493   1.0000   0.8423
  -0.250  -0.1838   0.04248   0.03571  -0.0394   1.0000   0.9191
   0.000  -0.1809   0.04058   0.03373  -0.0360   1.0000   1.0000
   0.250  -0.1525   0.04146   0.03410  -0.0385   1.0000   1.0000
   0.500  -0.1248   0.04243   0.03467  -0.0408   1.0000   1.0000
   0.750  -0.0978   0.04346   0.03536  -0.0429   1.0000   1.0000
   1.000  -0.0715   0.04456   0.03613  -0.0449   1.0000   1.0000
   1.250  -0.0458   0.04571   0.03701  -0.0467   1.0000   1.0000
   1.500  -0.0208   0.04690   0.03795  -0.0484   1.0000   1.0000
   1.750   0.0036   0.04813   0.03896  -0.0501   1.0000   1.0000
   2.000   0.0346   0.04994   0.04054  -0.0530   0.9968   1.0000
   2.250   0.0669   0.05197   0.04235  -0.0561   0.9928   1.0000
   2.500   0.0998   0.05408   0.04426  -0.0593   0.9870   1.0000
   2.750   0.1270   0.05583   0.04586  -0.0616   0.9820   1.0000
   3.000   0.1601   0.05811   0.04799  -0.0649   0.9754   1.0000
   3.250   0.1823   0.05949   0.04927  -0.0663   0.9691   1.0000
   3.500   0.2175   0.06222   0.05186  -0.0699   0.9624   1.0000
   3.750   0.2354   0.06324   0.05283  -0.0706   0.9545   1.0000
   4.000   0.2723   0.06646   0.05593  -0.0745   0.9485   1.0000
   4.250   0.2883   0.06724   0.05669  -0.0749   0.9387   1.0000
   4.500   0.3107   0.06915   0.05857  -0.0765   0.9317   1.0000
   4.750   0.3421   0.07172   0.06108  -0.0795   0.9227   1.0000
   5.000   0.3564   0.07288   0.06225  -0.0797   0.9131   1.0000
   5.250   0.3865   0.07581   0.06514  -0.0825   0.9063   1.0000
   5.500   0.4062   0.07735   0.06670  -0.0837   0.8951   1.0000
   5.750   0.4208   0.07900   0.06838  -0.0841   0.8863   1.0000
   6.000   0.4567   0.08252   0.07188  -0.0878   0.8776   1.0000
   6.250   0.4670   0.08351   0.07293  -0.0876   0.8661   1.0000
   6.500   0.4822   0.08548   0.07494  -0.0883   0.8566   1.0000
   6.750   0.5138   0.08876   0.07825  -0.0913   0.8473   1.0000
   7.000   0.5332   0.09070   0.08025  -0.0925   0.8345   1.0000
   7.250   0.5463   0.09242   0.08204  -0.0928   0.8221   1.0000
   7.500   0.5638   0.09456   0.08425  -0.0938   0.8091   1.0000
   7.750   0.5843   0.09684   0.08662  -0.0951   0.7950   1.0000
   8.000   0.6080   0.09925   0.08911  -0.0967   0.7797   1.0000
   8.250   0.6406   0.10218   0.09212  -0.0993   0.7633   1.0000
   8.500   0.6514   0.10400   0.09403  -0.0993   0.7471   1.0000
   8.750   0.7532   0.09896   0.08907  -0.1005   0.6515   1.0000
   9.000   0.7678   0.10042   0.09064  -0.1002   0.6323   1.0000
   9.250   0.7898   0.10174   0.09210  -0.1004   0.6137   1.0000
   9.500   0.8159   0.10286   0.09335  -0.1007   0.5958   1.0000
   9.750   0.8428   0.10395   0.09458  -0.1011   0.5789   1.0000
  10.000   0.8691   0.10500   0.09580  -0.1013   0.5627   1.0000
  10.250   0.8964   0.10583   0.09679  -0.1014   0.5466   1.0000
  10.500   0.9223   0.10662   0.09775  -0.1013   0.5310   1.0000
  10.750   0.9494   0.10713   0.09846  -0.1011   0.5154   1.0000
  11.000   0.9619   0.10885   0.10033  -0.1007   0.4994   1.0000
  11.250   0.9721   0.11081   0.10243  -0.1002   0.4831   1.0000
  11.500   0.9864   0.11244   0.10423  -0.0997   0.4674   1.0000
  11.750   1.0001   0.11407   0.10605  -0.0992   0.4512   1.0000
  12.000   1.0146   0.11565   0.10779  -0.0987   0.4353   1.0000
  12.250   1.0289   0.11715   0.10947  -0.0981   0.4191   1.0000
  12.500   1.0431   0.11871   0.11121  -0.0975   0.4032   1.0000
  12.750   1.0575   0.12011   0.11279  -0.0968   0.3869   1.0000
  13.000   1.0715   0.12159   0.11447  -0.0960   0.3709   1.0000
  13.250   1.0896   0.12215   0.11523  -0.0949   0.3541   1.0000
  13.500   1.4441   0.06434   0.05736  -0.0777   0.2546   1.0000
  13.750   1.4276   0.06794   0.06098  -0.0750   0.2325   1.0000
  14.000   1.4175   0.07098   0.06381  -0.0728   0.2073   1.0000
  14.250   1.4107   0.07397   0.06646  -0.0709   0.1817   1.0000
  14.500   1.3973   0.07825   0.07083  -0.0694   0.1629   1.0000
  14.750   1.4004   0.08112   0.07334  -0.0680   0.1391   1.0000
  15.000   1.3993   0.08492   0.07721  -0.0669   0.1238   1.0000
  15.250   1.4067   0.08818   0.08047  -0.0661   0.1108   1.0000
  15.500   1.4059   0.09231   0.08490  -0.0655   0.1037   1.0000
  15.750   1.4156   0.09607   0.08880  -0.0650   0.0973   1.0000
  16.000   1.4018   0.10143   0.09456  -0.0650   0.0950   1.0000
  16.250   1.3901   0.10671   0.10014  -0.0655   0.0927   1.0000
  16.500   1.4101   0.10941   0.10272  -0.0651   0.0868   1.0000
  16.750   1.3881   0.11568   0.10934  -0.0664   0.0866   1.0000
  17.000   1.3648   0.12248   0.11644  -0.0684   0.0866   1.0000
  17.250   1.3409   0.12979   0.12401  -0.0712   0.0869   1.0000
  17.500   1.3171   0.13766   0.13208  -0.0747   0.0872   1.0000
  17.750   1.1551   0.18129   0.17596  -0.1044   0.1121   1.0000
  18.000   1.0982   0.20714   0.20144  -0.1219   0.1321   1.0000
  18.250   1.0958   0.21452   0.20879  -0.1261   0.1348   1.0000
  18.500   1.0989   0.22083   0.21509  -0.1292   0.1370   1.0000
  18.750   1.1114   0.22654   0.22084  -0.1304   0.1391   1.0000
  19.000   0.7913   0.22318   0.21846  -0.1173   0.2199   1.0000
  19.250   0.8096   0.22923   0.22457  -0.1174   0.2107   1.0000
<< Back to EPPLER 678 AIRFOIL (e678-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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