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

Polar data table (+)

Polar graphs


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