EPPLER 694 AIRFOIL (e694-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 694 AIRFOIL (e694-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 40.39 at α=10.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e694-il-100000.txt Download as CSV file: xf-e694-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 694 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.250 -0.5348 0.12029 0.11644 -0.0240 1.0000 0.1060
-7.000 -0.5711 0.11742 0.11366 -0.0245 1.0000 0.1066
-6.750 -0.6109 0.11217 0.10841 -0.0306 1.0000 0.1070
-6.500 -0.6115 0.10726 0.10356 -0.0293 1.0000 0.1083
-6.250 -0.5827 0.10735 0.10368 -0.0194 1.0000 0.1115
-6.000 -0.5884 0.10418 0.10054 -0.0193 1.0000 0.1139
-5.750 -0.5967 0.09897 0.09531 -0.0243 0.9987 0.1179
-5.500 -0.6017 0.09069 0.08680 -0.0361 0.9947 0.1244
-5.250 -0.5909 0.08857 0.08475 -0.0334 0.9932 0.1276
-5.000 -0.5807 0.08211 0.07792 -0.0428 0.9887 0.1396
-4.750 -0.5583 0.07884 0.07430 -0.0487 0.9858 0.1542
-4.500 -0.5477 0.07568 0.07140 -0.0458 0.9844 0.1570
-4.250 -0.4941 0.06866 0.06486 -0.0431 0.9634 0.1746
-4.000 -0.5107 0.06955 0.06505 -0.0500 0.9774 0.1887
-3.750 -0.4166 0.04989 0.04229 -0.0659 0.9782 0.0663
-3.500 -0.3825 0.04804 0.04005 -0.0677 0.9762 0.0637
-3.250 -0.3471 0.04635 0.03797 -0.0699 0.9748 0.0625
-3.000 -0.3159 0.04526 0.03651 -0.0710 0.9735 0.0623
-2.750 -0.2940 0.04381 0.03479 -0.0704 0.9698 0.0635
-2.500 -0.2640 0.04301 0.03382 -0.0714 0.9665 0.0670
-2.250 -0.2320 0.04287 0.03368 -0.0728 0.9639 0.0713
-2.000 -0.1976 0.04319 0.03388 -0.0742 0.9622 0.0772
-1.750 -0.1705 0.04294 0.03377 -0.0749 0.9607 0.0874
-1.500 -0.1469 0.04196 0.03297 -0.0752 0.9556 0.1127
-1.250 -0.1197 0.04010 0.03425 -0.0755 0.9562 0.6410
-1.000 -0.1149 0.04177 0.03607 -0.0685 0.9500 0.7873
-0.750 -0.1196 0.04232 0.03659 -0.0610 0.9450 0.8304
-0.500 -0.1169 0.04275 0.03692 -0.0548 0.9378 0.8650
-0.250 -0.1126 0.04365 0.03769 -0.0493 0.9343 0.8985
0.000 -0.1177 0.04263 0.03662 -0.0428 0.9257 0.9242
0.250 -0.0971 0.04348 0.03733 -0.0406 0.9212 0.9660
0.500 -0.0700 0.04264 0.03639 -0.0422 0.9120 1.0000
0.750 -0.0292 0.04439 0.03787 -0.0461 0.9074 1.0000
1.000 -0.0183 0.04404 0.03741 -0.0450 0.8991 1.0000
1.250 0.0250 0.04571 0.03886 -0.0492 0.8933 1.0000
1.500 0.0385 0.04576 0.03882 -0.0486 0.8850 1.0000
1.750 0.0887 0.04768 0.04055 -0.0537 0.8780 1.0000
2.000 0.1027 0.04758 0.04037 -0.0531 0.8674 1.0000
2.250 0.1687 0.04745 0.04001 -0.0587 0.8366 1.0000
2.500 0.2145 0.04767 0.04008 -0.0621 0.8219 1.0000
2.750 0.2418 0.04799 0.04033 -0.0631 0.8105 1.0000
3.000 0.2726 0.04842 0.04070 -0.0647 0.7999 1.0000
3.250 0.3229 0.04901 0.04120 -0.0688 0.7941 1.0000
3.500 0.3432 0.04943 0.04159 -0.0690 0.7829 1.0000
3.750 0.3701 0.05001 0.04214 -0.0700 0.7732 1.0000
4.000 0.4132 0.05044 0.04253 -0.0731 0.7670 1.0000
4.250 0.4341 0.05108 0.04317 -0.0733 0.7561 1.0000
4.500 0.4801 0.05141 0.04348 -0.0766 0.7513 1.0000
4.750 0.4975 0.05215 0.04425 -0.0764 0.7397 1.0000
5.000 0.5445 0.05233 0.04443 -0.0797 0.7354 1.0000
5.250 0.5601 0.05317 0.04530 -0.0793 0.7235 1.0000
5.500 0.6064 0.05317 0.04534 -0.0823 0.7195 1.0000
5.750 0.6235 0.05389 0.04610 -0.0820 0.7071 1.0000
6.000 0.6766 0.05315 0.04540 -0.0853 0.7034 1.0000
6.250 0.6977 0.05341 0.04573 -0.0851 0.6905 1.0000
6.500 0.7221 0.05368 0.04606 -0.0853 0.6791 1.0000
6.750 0.7676 0.05302 0.04549 -0.0877 0.6750 1.0000
7.000 0.7867 0.05367 0.04624 -0.0874 0.6633 1.0000
7.250 0.8348 0.05262 0.04529 -0.0898 0.6600 1.0000
7.750 0.8779 0.05344 0.04633 -0.0895 0.6371 1.0000
8.000 0.9242 0.05197 0.04501 -0.0913 0.6324 1.0000
8.250 0.9779 0.04971 0.04292 -0.0935 0.6297 1.0000
8.500 1.0027 0.04937 0.04272 -0.0931 0.6172 1.0000
8.750 1.0595 0.04630 0.03984 -0.0952 0.6152 1.0000
9.000 1.0844 0.04568 0.03939 -0.0944 0.6025 1.0000
9.250 1.1462 0.04169 0.03562 -0.0965 0.6004 1.0000
9.500 1.1804 0.04016 0.03428 -0.0964 0.5872 1.0000
9.750 1.2246 0.03786 0.03216 -0.0972 0.5734 1.0000
10.000 1.2822 0.03472 0.02917 -0.0993 0.5550 1.0000
10.250 1.3131 0.03386 0.02838 -0.0989 0.5262 1.0000
10.500 1.3428 0.03325 0.02769 -0.0984 0.4908 1.0000
10.750 1.3527 0.03406 0.02841 -0.0960 0.4527 1.0000
11.000 1.3597 0.03516 0.02930 -0.0934 0.4131 1.0000
11.250 1.3578 0.03696 0.03094 -0.0901 0.3746 1.0000
11.500 1.3545 0.03900 0.03277 -0.0870 0.3367 1.0000
11.750 1.3495 0.04138 0.03500 -0.0840 0.3001 1.0000
12.000 1.3453 0.04387 0.03732 -0.0814 0.2660 1.0000
12.250 1.3420 0.04646 0.03975 -0.0791 0.2353 1.0000
12.500 1.3385 0.04925 0.04244 -0.0771 0.2042 1.0000
12.750 1.3324 0.05240 0.04544 -0.0751 0.1725 1.0000
13.000 1.3228 0.05609 0.04893 -0.0730 0.1368 1.0000
13.250 1.3091 0.06039 0.05292 -0.0709 0.1052 1.0000
13.500 1.2974 0.06468 0.05700 -0.0690 0.0812 1.0000
13.750 1.2915 0.06846 0.06066 -0.0676 0.0681 1.0000
14.000 1.2932 0.07147 0.06370 -0.0665 0.0597 1.0000
14.250 1.3001 0.07392 0.06608 -0.0654 0.0546 1.0000
14.500 1.3141 0.07576 0.06804 -0.0645 0.0505 1.0000
14.750 1.3323 0.07724 0.06947 -0.0638 0.0473 1.0000
15.000 1.3596 0.07842 0.07072 -0.0632 0.0444 1.0000
15.250 1.3731 0.08073 0.07329 -0.0627 0.0423 1.0000
15.500 1.3857 0.08318 0.07594 -0.0623 0.0406 1.0000
15.750 1.3999 0.08575 0.07873 -0.0619 0.0394 1.0000
16.000 1.4119 0.08871 0.08190 -0.0617 0.0387 1.0000
16.250 1.4190 0.09223 0.08566 -0.0614 0.0382 1.0000
16.500 1.4194 0.09635 0.09005 -0.0612 0.0380 1.0000
16.750 1.4124 0.10096 0.09498 -0.0612 0.0379 1.0000
17.000 1.4000 0.10604 0.10039 -0.0616 0.0380 1.0000
17.250 1.3833 0.11167 0.10637 -0.0626 0.0383 1.0000
17.500 1.3618 0.11809 0.11314 -0.0643 0.0386 1.0000
17.750 1.3312 0.12612 0.12156 -0.0676 0.0392 1.0000
18.000 1.2944 0.13598 0.13180 -0.0727 0.0399 1.0000
18.250 1.2569 0.14725 0.14339 -0.0797 0.0408 1.0000
18.500 1.2159 0.16089 0.15726 -0.0891 0.0419 1.0000
18.750 1.1743 0.17710 0.17361 -0.1005 0.0436 1.0000
19.000 1.1539 0.18924 0.18575 -0.1084 0.0449 1.0000
19.250 1.1489 0.19740 0.19393 -0.1131 0.0461 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 694 AIRFOIL (e694-il)