EPPLER 682 AIRFOIL (e682-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 682 AIRFOIL (e682-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 21.5 at α=11.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e682-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-e682-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 682 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-14.000 -0.3416 0.15760 0.15063 -0.0547 1.0000 0.1041
-13.750 -0.3519 0.15629 0.14944 -0.0557 1.0000 0.1046
-13.500 -0.3637 0.15506 0.14834 -0.0558 1.0000 0.1048
-13.250 -0.3576 0.15141 0.14474 -0.0531 1.0000 0.1056
-13.000 -0.3599 0.14942 0.14281 -0.0503 1.0000 0.1064
-12.750 -0.3654 0.14782 0.14126 -0.0477 1.0000 0.1071
-12.500 -0.3726 0.14631 0.13981 -0.0455 1.0000 0.1077
-12.250 -0.3660 0.14256 0.13605 -0.0475 0.9964 0.1083
-12.000 -0.3734 0.13328 0.12670 -0.0554 0.9915 0.0632
-11.750 -0.3558 0.12954 0.12291 -0.0555 0.9882 0.0596
-11.250 -0.3612 0.11786 0.11126 -0.0646 0.9800 0.0510
-11.000 -0.3557 0.11371 0.10711 -0.0667 0.9763 0.0505
-10.750 -0.3523 0.10908 0.10249 -0.0699 0.9730 0.0501
-10.500 -0.3521 0.10482 0.09824 -0.0722 0.9690 0.0495
-10.250 -0.3552 0.10016 0.09360 -0.0749 0.9650 0.0492
-10.000 -0.3582 0.09499 0.08844 -0.0786 0.9614 0.0484
-9.750 -0.3643 0.08912 0.08255 -0.0835 0.9581 0.0477
-9.500 -0.3818 0.08483 0.07825 -0.0847 0.9524 0.0471
-9.250 -0.3993 0.08051 0.07387 -0.0860 0.9474 0.0462
-9.000 -0.4192 0.07674 0.06998 -0.0861 0.9431 0.0455
-8.750 -0.4496 0.07482 0.06800 -0.0814 0.9369 0.0447
-8.500 -0.4658 0.07200 0.06502 -0.0790 0.9320 0.0449
-8.250 -0.4752 0.06872 0.06150 -0.0775 0.9283 0.0448
-8.000 -0.4955 0.06677 0.05940 -0.0723 0.9231 0.0444
-7.750 -0.5040 0.06432 0.05671 -0.0690 0.9189 0.0446
-7.500 -0.5056 0.06153 0.05363 -0.0667 0.9155 0.0448
-7.250 -0.5034 0.05871 0.05045 -0.0647 0.9126 0.0449
-7.000 -0.5104 0.05681 0.04829 -0.0602 0.9083 0.0448
-6.750 -0.5080 0.05444 0.04557 -0.0572 0.9046 0.0448
-6.500 -0.4985 0.05193 0.04264 -0.0552 0.9016 0.0449
-6.250 -0.4828 0.04948 0.03976 -0.0539 0.8991 0.0451
-6.000 -0.4674 0.04745 0.03733 -0.0524 0.8964 0.0455
-5.750 -0.4580 0.04588 0.03543 -0.0496 0.8928 0.0459
-5.500 -0.4402 0.04426 0.03348 -0.0481 0.8897 0.0467
-5.250 -0.4168 0.04272 0.03160 -0.0474 0.8870 0.0482
-5.000 -0.3889 0.04147 0.02996 -0.0473 0.8847 0.0510
-4.750 -0.3577 0.04022 0.02863 -0.0481 0.8827 0.0544
-4.500 -0.3392 0.03950 0.02779 -0.0465 0.8793 0.0574
-4.250 -0.3168 0.03881 0.02693 -0.0453 0.8761 0.0607
-4.000 -0.2910 0.03813 0.02607 -0.0448 0.8729 0.0649
-3.750 -0.2659 0.03749 0.02536 -0.0445 0.8700 0.0748
-3.500 -0.2400 0.03667 0.02459 -0.0444 0.8675 0.0936
-3.250 -0.2322 0.03595 0.02409 -0.0414 0.8629 0.1251
-3.000 -0.1895 0.03505 0.02686 -0.0388 0.8625 0.7630
-2.750 -0.2115 0.03514 0.02680 -0.0301 0.8562 0.8153
-2.500 -0.0085 0.03829 0.02876 -0.0566 0.8630 0.9454
-2.250 0.0701 0.03814 0.02815 -0.0670 0.8617 0.9674
-2.000 0.1179 0.03801 0.02773 -0.0721 0.8585 0.9796
-1.750 0.1647 0.03788 0.02732 -0.0770 0.8555 0.9888
-1.500 0.2121 0.03776 0.02697 -0.0819 0.8531 0.9962
-1.250 0.2322 0.03795 0.02701 -0.0819 0.8479 1.0000
-1.000 0.2403 0.03824 0.02720 -0.0793 0.8415 1.0000
-0.750 0.2654 0.03838 0.02720 -0.0797 0.8375 1.0000
-0.500 0.2652 0.03881 0.02757 -0.0756 0.8300 1.0000
-0.250 0.2824 0.03906 0.02771 -0.0745 0.8244 1.0000
0.000 0.3118 0.03920 0.02774 -0.0755 0.8208 1.0000
0.250 0.3037 0.03975 0.02826 -0.0701 0.8114 1.0000
0.500 0.3293 0.03994 0.02836 -0.0703 0.8068 1.0000
0.750 0.3292 0.04043 0.02881 -0.0663 0.7983 1.0000
1.000 0.3501 0.04068 0.02900 -0.0657 0.7927 1.0000
1.250 0.3587 0.04109 0.02938 -0.0630 0.7853 1.0000
1.500 0.3727 0.04142 0.02967 -0.0613 0.7782 1.0000
1.750 0.4039 0.04156 0.02976 -0.0622 0.7743 1.0000
2.000 0.3962 0.04215 0.03036 -0.0570 0.7634 1.0000
2.250 0.4264 0.04228 0.03046 -0.0577 0.7592 1.0000
2.500 0.4204 0.04286 0.03105 -0.0528 0.7482 1.0000
2.750 0.4504 0.04296 0.03114 -0.0533 0.7438 1.0000
3.000 0.4451 0.04353 0.03172 -0.0486 0.7326 1.0000
3.250 0.4758 0.04357 0.03177 -0.0491 0.7282 1.0000
3.500 0.4702 0.04415 0.03236 -0.0444 0.7165 1.0000
3.750 0.4789 0.04450 0.03275 -0.0418 0.7078 1.0000
4.000 0.4966 0.04465 0.03293 -0.0404 0.7004 1.0000
4.250 0.4986 0.04510 0.03340 -0.0368 0.6899 1.0000
4.500 0.5252 0.04503 0.03337 -0.0365 0.6843 1.0000
4.750 0.5240 0.04550 0.03388 -0.0326 0.6728 1.0000
5.000 0.5306 0.04582 0.03426 -0.0297 0.6629 1.0000
5.250 0.5532 0.04572 0.03423 -0.0287 0.6563 1.0000
5.750 0.5622 0.04641 0.03502 -0.0224 0.6348 1.0000
6.000 0.5850 0.04620 0.03488 -0.0214 0.6280 1.0000
6.250 0.5880 0.04660 0.03536 -0.0181 0.6163 1.0000
6.500 0.5970 0.04684 0.03567 -0.0156 0.6060 1.0000
6.750 0.6216 0.04647 0.03540 -0.0146 0.5991 1.0000
7.000 0.6271 0.04693 0.03593 -0.0119 0.5870 1.0000
7.250 0.6401 0.04714 0.03626 -0.0100 0.5764 1.0000
7.500 0.6677 0.04662 0.03587 -0.0093 0.5694 1.0000
7.750 0.6779 0.04712 0.03647 -0.0074 0.5569 1.0000
8.000 0.6942 0.04730 0.03677 -0.0060 0.5457 1.0000
8.250 0.7261 0.04638 0.03604 -0.0056 0.5389 1.0000
8.500 0.7402 0.04672 0.03651 -0.0041 0.5260 1.0000
8.750 0.7576 0.04686 0.03679 -0.0029 0.5135 1.0000
9.250 0.8153 0.04529 0.03561 -0.0014 0.4932 1.0000
9.500 0.8346 0.04527 0.03575 -0.0003 0.4791 1.0000
9.750 0.8560 0.04511 0.03575 0.0008 0.4646 1.0000
10.000 0.8790 0.04483 0.03566 0.0018 0.4496 1.0000
10.250 0.9034 0.04444 0.03542 0.0028 0.4336 1.0000
10.500 0.9303 0.04383 0.03493 0.0037 0.4162 1.0000
10.750 0.9404 0.04474 0.03596 0.0051 0.3958 1.0000
11.000 0.9578 0.04501 0.03634 0.0063 0.3750 1.0000
11.250 0.9746 0.04533 0.03670 0.0076 0.3534 1.0000
11.500 0.9834 0.04643 0.03786 0.0090 0.3311 1.0000
11.750 0.9950 0.04728 0.03870 0.0103 0.3088 1.0000
12.000 0.9992 0.04889 0.04036 0.0117 0.2866 1.0000
12.250 1.0053 0.05032 0.04173 0.0129 0.2649 1.0000
12.500 1.0062 0.05240 0.04390 0.0141 0.2436 1.0000
12.750 1.0078 0.05445 0.04591 0.0151 0.2231 1.0000
13.000 1.0076 0.05681 0.04827 0.0160 0.2035 1.0000
13.250 1.0064 0.05943 0.05092 0.0166 0.1845 1.0000
13.500 1.0041 0.06224 0.05370 0.0171 0.1665 1.0000
13.750 1.0004 0.06529 0.05668 0.0174 0.1498 1.0000
14.000 0.9938 0.06893 0.06034 0.0173 0.1318 1.0000
14.250 0.9872 0.07273 0.06413 0.0169 0.1158 1.0000
14.500 0.9812 0.07666 0.06804 0.0163 0.1017 1.0000
14.750 0.9752 0.08072 0.07211 0.0155 0.0893 1.0000
15.000 0.9698 0.08485 0.07624 0.0146 0.0790 1.0000
15.250 0.9656 0.08884 0.08017 0.0136 0.0717 1.0000
15.500 0.9636 0.09282 0.08433 0.0127 0.0640 1.0000
15.750 0.9614 0.09670 0.08821 0.0117 0.0588 1.0000
16.000 0.9610 0.10057 0.09227 0.0108 0.0540 1.0000
16.250 0.9622 0.10404 0.09574 0.0098 0.0508 1.0000
16.500 0.9632 0.10789 0.09979 0.0088 0.0481 1.0000
16.750 0.9615 0.11233 0.10449 0.0073 0.0458 1.0000
17.000 0.9589 0.11689 0.10922 0.0054 0.0437 1.0000
17.250 0.9587 0.12092 0.11333 0.0036 0.0420 1.0000
17.500 0.9587 0.12502 0.11748 0.0018 0.0406 1.0000
17.750 0.9477 0.13188 0.12465 -0.0018 0.0399 1.0000
18.000 0.9339 0.13973 0.13275 -0.0061 0.0396 1.0000
18.250 0.9162 0.14895 0.14219 -0.0114 0.0396 1.0000
18.500 0.8969 0.15936 0.15274 -0.0174 0.0398 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 682 AIRFOIL (e682-il)