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