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=5


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 678 AIRFOIL (e678-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 19.98 at α=12.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e678-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-e678-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.000  -0.3387   0.14176   0.13531  -0.0443   0.9903   0.1068
  -9.750  -0.3427   0.13893   0.13253  -0.0504   0.9853   0.1100
  -9.250  -0.3324   0.12311   0.11665  -0.0607   0.9755   0.0569
  -9.000  -0.3202   0.11949   0.11301  -0.0619   0.9703   0.0562
  -8.750  -0.3101   0.11559   0.10912  -0.0642   0.9651   0.0552
  -8.500  -0.3026   0.11160   0.10513  -0.0668   0.9597   0.0537
  -8.250  -0.3000   0.10739   0.10095  -0.0694   0.9528   0.0523
  -8.000  -0.3007   0.10273   0.09633  -0.0726   0.9459   0.0507
  -7.500  -0.3380   0.08881   0.08244  -0.0839   0.9256   0.0465
  -7.250  -0.3409   0.08471   0.07831  -0.0862   0.9170   0.0461
  -7.000  -0.3400   0.08000   0.07349  -0.0896   0.9097   0.0456
  -6.750  -0.3456   0.07587   0.06924  -0.0909   0.9002   0.0452
  -6.250  -0.3390   0.06668   0.05954  -0.0955   0.8855   0.0445
  -6.000  -0.3243   0.06185   0.05427  -0.0987   0.8803   0.0443
  -5.750  -0.3082   0.05782   0.04977  -0.1009   0.8753   0.0443
  -5.500  -0.2926   0.05457   0.04604  -0.1018   0.8693   0.0444
  -5.250  -0.2644   0.05108   0.04191  -0.1043   0.8657   0.0455
  -5.000  -0.2318   0.04826   0.03854  -0.1070   0.8631   0.0479
  -4.750  -0.2168   0.04706   0.03717  -0.1061   0.8567   0.0499
  -4.500  -0.1903   0.04537   0.03514  -0.1068   0.8527   0.0522
  -4.250  -0.1598   0.04371   0.03307  -0.1076   0.8498   0.0545
  -4.000  -0.1278   0.04229   0.03132  -0.1084   0.8476   0.0580
  -3.750  -0.1154   0.04181   0.03083  -0.1066   0.8412   0.0623
  -3.500  -0.0905   0.04100   0.02978  -0.1061   0.8373   0.0693
  -3.250  -0.0618   0.04018   0.02888  -0.1065   0.8344   0.0805
  -3.000  -0.0347   0.03941   0.02814  -0.1070   0.8315   0.0988
  -2.750  -0.0194   0.03904   0.02783  -0.1059   0.8260   0.1235
  -2.500   0.0107   0.03802   0.02720  -0.1077   0.8227   0.1892
  -2.250   0.0459   0.03652   0.02693  -0.1108   0.8204   0.3976
  -2.000   0.0589   0.03642   0.02764  -0.1066   0.8173   0.5836
  -1.750   0.0600   0.03714   0.02846  -0.1012   0.8111   0.6647
  -1.500   0.0744   0.03772   0.02889  -0.0979   0.8073   0.7320
  -1.250   0.0898   0.03806   0.02908  -0.0943   0.8043   0.7794
  -1.000   0.0900   0.03857   0.02950  -0.0892   0.7982   0.8111
  -0.750   0.0980   0.03874   0.02955  -0.0849   0.7942   0.8454
  -0.500   0.1100   0.03864   0.02931  -0.0810   0.7911   0.8808
  -0.250   0.1132   0.03874   0.02934  -0.0767   0.7857   0.9124
   0.000   0.1347   0.03875   0.02920  -0.0758   0.7814   0.9490
   0.250   0.1788   0.03879   0.02901  -0.0797   0.7782   0.9897
   0.500   0.2025   0.03922   0.02924  -0.0807   0.7737   1.0000
   0.750   0.2251   0.03982   0.02964  -0.0815   0.7687   1.0000
   1.000   0.2571   0.04028   0.02989  -0.0835   0.7652   1.0000
   1.250   0.2936   0.04065   0.03006  -0.0860   0.7627   1.0000
   1.500   0.3083   0.04160   0.03090  -0.0857   0.7559   1.0000
   1.750   0.3389   0.04216   0.03131  -0.0874   0.7518   1.0000
   2.000   0.3750   0.04256   0.03156  -0.0897   0.7489   1.0000
   2.250   0.3919   0.04357   0.03250  -0.0896   0.7423   1.0000
   2.500   0.4203   0.04421   0.03304  -0.0909   0.7374   1.0000
   2.750   0.4557   0.04464   0.03336  -0.0929   0.7341   1.0000
   3.000   0.4734   0.04569   0.03436  -0.0929   0.7273   1.0000
   3.250   0.4998   0.04642   0.03504  -0.0938   0.7218   1.0000
   3.500   0.5351   0.04681   0.03537  -0.0956   0.7182   1.0000
   4.000   0.5777   0.04868   0.03721  -0.0961   0.7048   1.0000
   4.250   0.6140   0.04898   0.03747  -0.0979   0.7011   1.0000
   4.500   0.6245   0.05039   0.03892  -0.0969   0.6917   1.0000
   4.750   0.6557   0.05087   0.03940  -0.0981   0.6866   1.0000
   5.000   0.6940   0.05099   0.03953  -0.0999   0.6833   1.0000
   5.250   0.6994   0.05266   0.04124  -0.0983   0.6718   1.0000
   5.500   0.7359   0.05278   0.04141  -0.0998   0.6679   1.0000
   5.750   0.7436   0.05437   0.04306  -0.0985   0.6566   1.0000
   6.000   0.7792   0.05445   0.04319  -0.0998   0.6521   1.0000
   6.250   0.7879   0.05598   0.04482  -0.0985   0.6406   1.0000
   6.500   0.8236   0.05595   0.04486  -0.0996   0.6359   1.0000
   6.750   0.8319   0.05750   0.04650  -0.0984   0.6239   1.0000
   7.000   0.8692   0.05723   0.04635  -0.0995   0.6195   1.0000
   7.250   0.8764   0.05884   0.04805  -0.0981   0.6066   1.0000
   7.750   0.9227   0.05986   0.04930  -0.0977   0.5893   1.0000
   8.000   0.9322   0.06130   0.05088  -0.0966   0.5766   1.0000
   8.250   0.9688   0.06065   0.05038  -0.0971   0.5715   1.0000
   8.500   0.9790   0.06197   0.05183  -0.0960   0.5584   1.0000
   8.750   0.9897   0.06326   0.05326  -0.0949   0.5452   1.0000
   9.000   1.0034   0.06431   0.05448  -0.0940   0.5327   1.0000
   9.250   1.0396   0.06322   0.05357  -0.0940   0.5268   1.0000
   9.750   1.0640   0.06536   0.05604  -0.0919   0.4996   1.0000
  10.000   1.0797   0.06607   0.05693  -0.0909   0.4868   1.0000
  10.250   1.1158   0.06435   0.05542  -0.0903   0.4802   1.0000
  10.500   1.1324   0.06482   0.05607  -0.0893   0.4669   1.0000
  10.750   1.1488   0.06532   0.05677  -0.0882   0.4530   1.0000
  11.000   1.1678   0.06550   0.05715  -0.0871   0.4391   1.0000
  11.250   1.1893   0.06535   0.05718  -0.0860   0.4250   1.0000
  11.500   1.2125   0.06498   0.05700  -0.0849   0.4099   1.0000
  12.000   1.2593   0.06417   0.05645  -0.0826   0.3751   1.0000
  12.250   1.2803   0.06407   0.05641  -0.0814   0.3552   1.0000
  12.500   1.2877   0.06575   0.05820  -0.0801   0.3341   1.0000
  12.750   1.2990   0.06690   0.05937  -0.0788   0.3126   1.0000
  13.000   1.3059   0.06864   0.06112  -0.0776   0.2914   1.0000
  13.250   1.3080   0.07108   0.06361  -0.0766   0.2705   1.0000
  13.500   1.3108   0.07341   0.06591  -0.0755   0.2502   1.0000
  13.750   1.3106   0.07624   0.06874  -0.0747   0.2307   1.0000
  14.000   1.3087   0.07944   0.07201  -0.0741   0.2118   1.0000
  14.250   1.3063   0.08274   0.07533  -0.0736   0.1936   1.0000
  14.500   1.3025   0.08626   0.07882  -0.0733   0.1762   1.0000
  14.750   1.2966   0.09016   0.08267  -0.0733   0.1591   1.0000
  15.000   1.2894   0.09450   0.08704  -0.0737   0.1421   1.0000
  15.250   1.2817   0.09900   0.09154  -0.0744   0.1259   1.0000
  15.500   1.2746   0.10354   0.09608  -0.0753   0.1115   1.0000
  15.750   1.2683   0.10807   0.10062  -0.0763   0.0989   1.0000
  16.000   1.2631   0.11254   0.10509  -0.0774   0.0882   1.0000
<< Back to EPPLER 678 AIRFOIL (e678-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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