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