EPPLER 694 AIRFOIL (e694-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 694 AIRFOIL (e694-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 25.3 at α=12.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e694-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e694-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-6.750 -0.4945 0.12595 0.12045 -0.0094 1.0000 0.2793
-6.500 -0.4865 0.12262 0.11713 -0.0077 1.0000 0.2887
-6.250 -0.5377 0.12265 0.11734 -0.0051 1.0000 0.2972
-6.000 -0.5211 0.11906 0.11373 -0.0031 1.0000 0.3121
-5.750 -0.5133 0.11594 0.11063 -0.0010 1.0000 0.3265
-5.500 -0.5170 0.11355 0.10830 0.0017 1.0000 0.3422
-5.250 -0.5256 0.11141 0.10621 0.0048 1.0000 0.3590
-5.000 -0.5403 0.10958 0.10446 0.0085 1.0000 0.3764
-4.750 -0.5199 0.10640 0.10128 0.0109 1.0000 0.4022
-4.000 -0.5606 0.07372 0.06787 -0.0350 1.0000 0.2057
-3.750 -0.4879 0.05942 0.05125 -0.0530 1.0000 0.1221
-3.500 -0.4630 0.05601 0.04759 -0.0543 1.0000 0.1204
-3.250 -0.4346 0.05298 0.04414 -0.0560 1.0000 0.1178
-3.000 -0.4043 0.05034 0.04098 -0.0575 1.0000 0.1155
-2.750 -0.3749 0.04827 0.03844 -0.0584 1.0000 0.1153
-2.500 -0.3469 0.04678 0.03651 -0.0589 1.0000 0.1183
-2.250 -0.3200 0.04564 0.03497 -0.0590 1.0000 0.1239
-2.000 -0.2969 0.04469 0.03401 -0.0585 1.0000 0.1325
-1.750 -0.2743 0.04391 0.03316 -0.0574 1.0000 0.1431
-1.500 -0.2540 0.04338 0.03268 -0.0559 1.0000 0.1639
-1.250 -0.2282 0.04250 0.03219 -0.0555 1.0000 0.2237
-1.000 -0.2315 0.04080 0.03401 -0.0452 1.0000 0.7336
-0.750 -0.2546 0.04139 0.03451 -0.0314 1.0000 0.8586
-0.500 -0.2729 0.04074 0.03378 -0.0199 1.0000 0.9315
-0.250 -0.2413 0.03969 0.03233 -0.0210 1.0000 1.0000
0.000 -0.2246 0.03982 0.03210 -0.0210 1.0000 1.0000
0.250 -0.2054 0.04017 0.03209 -0.0214 1.0000 1.0000
0.500 -0.1845 0.04069 0.03230 -0.0221 1.0000 1.0000
0.750 -0.1627 0.04134 0.03267 -0.0231 1.0000 1.0000
1.000 -0.1403 0.04210 0.03317 -0.0241 1.0000 1.0000
1.250 -0.1176 0.04295 0.03377 -0.0252 1.0000 1.0000
1.500 -0.0948 0.04388 0.03449 -0.0264 1.0000 1.0000
1.750 -0.0720 0.04487 0.03529 -0.0276 1.0000 1.0000
2.000 -0.0493 0.04593 0.03616 -0.0288 1.0000 1.0000
2.250 -0.0269 0.04704 0.03712 -0.0300 1.0000 1.0000
2.500 -0.0046 0.04821 0.03816 -0.0312 1.0000 1.0000
2.750 0.0255 0.05009 0.03988 -0.0339 0.9966 1.0000
3.000 0.0563 0.05207 0.04172 -0.0368 0.9916 1.0000
3.250 0.0920 0.05468 0.04419 -0.0406 0.9859 1.0000
3.500 0.1164 0.05607 0.04551 -0.0424 0.9787 1.0000
3.750 0.1521 0.05901 0.04833 -0.0462 0.9736 1.0000
4.000 0.1740 0.06010 0.04939 -0.0476 0.9645 1.0000
4.250 0.1984 0.06192 0.05117 -0.0495 0.9580 1.0000
4.500 0.2316 0.06447 0.05367 -0.0529 0.9495 1.0000
4.750 0.2490 0.06555 0.05475 -0.0536 0.9404 1.0000
5.000 0.2801 0.06831 0.05749 -0.0567 0.9338 1.0000
5.250 0.3032 0.06988 0.05906 -0.0584 0.9231 1.0000
5.500 0.3200 0.07128 0.06050 -0.0591 0.9142 1.0000
5.750 0.3561 0.07468 0.06389 -0.0630 0.9066 1.0000
6.000 0.3710 0.07567 0.06493 -0.0635 0.8950 1.0000
6.250 0.3872 0.07733 0.06665 -0.0643 0.8857 1.0000
6.500 0.4172 0.08019 0.06955 -0.0672 0.8761 1.0000
6.750 0.4498 0.08300 0.07241 -0.0704 0.8629 1.0000
7.000 0.4673 0.08443 0.07394 -0.0712 0.8493 1.0000
7.250 0.4897 0.08638 0.07596 -0.0728 0.8352 1.0000
7.500 0.5160 0.08865 0.07831 -0.0749 0.8205 1.0000
7.750 0.5282 0.08997 0.07973 -0.0751 0.8045 1.0000
8.000 0.6151 0.08710 0.07695 -0.0789 0.7230 1.0000
8.250 0.6579 0.08785 0.07780 -0.0811 0.7018 1.0000
8.500 0.6744 0.08900 0.07910 -0.0812 0.6828 1.0000
8.750 0.7006 0.09011 0.08035 -0.0821 0.6652 1.0000
9.000 0.7337 0.09091 0.08130 -0.0834 0.6478 1.0000
9.250 0.7716 0.09142 0.08199 -0.0849 0.6310 1.0000
9.500 0.7974 0.09230 0.08303 -0.0854 0.6133 1.0000
9.750 0.8137 0.09363 0.08452 -0.0853 0.5949 1.0000
10.000 0.8378 0.09458 0.08565 -0.0855 0.5773 1.0000
10.250 0.8652 0.09514 0.08643 -0.0858 0.5599 1.0000
10.500 0.8954 0.09531 0.08680 -0.0859 0.5427 1.0000
10.750 0.9297 0.09483 0.08655 -0.0858 0.5257 1.0000
11.000 0.9690 0.09350 0.08551 -0.0855 0.5089 1.0000
11.250 1.0188 0.09038 0.08272 -0.0848 0.4923 1.0000
11.500 1.0034 0.09517 0.08759 -0.0837 0.4708 1.0000
11.750 1.0411 0.09298 0.08572 -0.0824 0.4518 1.0000
12.000 1.3301 0.05458 0.04826 -0.0808 0.4049 1.0000
12.250 1.3540 0.05351 0.04695 -0.0782 0.3573 1.0000
12.500 1.3563 0.05485 0.04805 -0.0748 0.3165 1.0000
12.750 1.3501 0.05694 0.04986 -0.0713 0.2795 1.0000
13.000 1.3401 0.05956 0.05215 -0.0679 0.2449 1.0000
13.250 1.3272 0.06283 0.05521 -0.0650 0.2141 1.0000
13.500 1.3152 0.06625 0.05841 -0.0624 0.1860 1.0000
13.750 1.3081 0.06972 0.06160 -0.0603 0.1581 1.0000
14.000 1.3049 0.07341 0.06529 -0.0586 0.1345 1.0000
14.250 1.3210 0.07621 0.06794 -0.0575 0.1133 1.0000
14.500 1.3425 0.07904 0.07083 -0.0569 0.1001 1.0000
14.750 1.3835 0.08198 0.07373 -0.0574 0.0902 1.0000
15.000 1.3742 0.08638 0.07865 -0.0559 0.0882 1.0000
15.250 1.3646 0.09102 0.08372 -0.0549 0.0863 1.0000
15.500 1.3535 0.09584 0.08890 -0.0543 0.0847 1.0000
15.750 1.3402 0.10092 0.09430 -0.0540 0.0835 1.0000
16.000 1.3212 0.10667 0.10037 -0.0544 0.0832 1.0000
16.250 1.2932 0.11361 0.10766 -0.0557 0.0839 1.0000
16.500 1.2600 0.12182 0.11620 -0.0585 0.0854 1.0000
16.750 1.2277 0.13083 0.12545 -0.0626 0.0872 1.0000
17.000 1.1992 0.14033 0.13511 -0.0676 0.0888 1.0000
17.250 1.1761 0.14991 0.14477 -0.0730 0.0900 1.0000
17.500 1.0602 0.18995 0.18456 -0.1009 0.1124 1.0000
17.750 1.0576 0.19749 0.19206 -0.1051 0.1137 1.0000
18.000 1.0619 0.20369 0.19825 -0.1080 0.1155 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 694 AIRFOIL (e694-il)