Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to EPPLER 694 AIRFOIL (e694-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 694 AIRFOIL (e694-il)