EPPLER 694 AIRFOIL (e694-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 694 AIRFOIL (e694-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 21.43 at α=11.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e694-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-e694-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.3701 0.11527 0.10871 -0.0701 0.9504 0.0485
-8.500 -0.3673 0.11186 0.10532 -0.0711 0.9484 0.0479
-8.250 -0.3776 0.10892 0.10241 -0.0699 0.9453 0.0475
-8.000 -0.3867 0.10543 0.09898 -0.0699 0.9419 0.0469
-7.750 -0.3961 0.10150 0.09507 -0.0710 0.9387 0.0462
-7.500 -0.4108 0.09703 0.09064 -0.0728 0.9358 0.0456
-7.250 -0.4319 0.09351 0.08715 -0.0722 0.9320 0.0451
-7.000 -0.4482 0.08917 0.08276 -0.0728 0.9280 0.0445
-6.750 -0.4585 0.08434 0.07780 -0.0742 0.9247 0.0439
-6.500 -0.4616 0.07909 0.07231 -0.0765 0.9219 0.0432
-6.250 -0.4653 0.07464 0.06760 -0.0768 0.9184 0.0429
-6.000 -0.4619 0.07049 0.06313 -0.0775 0.9151 0.0430
-5.750 -0.4502 0.06649 0.05871 -0.0789 0.9123 0.0435
-5.500 -0.4314 0.06274 0.05449 -0.0808 0.9099 0.0443
-5.250 -0.4064 0.05915 0.05033 -0.0832 0.9078 0.0455
-5.000 -0.3838 0.05620 0.04684 -0.0843 0.9054 0.0463
-4.750 -0.3628 0.05369 0.04384 -0.0845 0.9026 0.0468
-4.500 -0.3379 0.05151 0.04116 -0.0850 0.8999 0.0476
-4.250 -0.3106 0.04974 0.03889 -0.0854 0.8973 0.0486
-4.000 -0.2836 0.04831 0.03733 -0.0859 0.8951 0.0505
-3.750 -0.2548 0.04745 0.03631 -0.0867 0.8930 0.0543
-3.500 -0.2336 0.04665 0.03525 -0.0857 0.8899 0.0585
-3.250 -0.2147 0.04585 0.03437 -0.0843 0.8864 0.0621
-3.000 -0.1917 0.04522 0.03365 -0.0837 0.8833 0.0675
-2.750 -0.1652 0.04465 0.03301 -0.0838 0.8806 0.0780
-2.500 -0.1353 0.04404 0.03237 -0.0847 0.8782 0.1011
-2.250 -0.1103 0.04311 0.03183 -0.0856 0.8750 0.1572
-2.000 -0.0814 0.04125 0.03161 -0.0882 0.8721 0.3987
-1.750 -0.0841 0.04107 0.03256 -0.0803 0.8678 0.6106
-1.250 -0.0662 0.04246 0.03376 -0.0703 0.8594 0.7918
-1.000 -0.0625 0.04276 0.03390 -0.0648 0.8541 0.8298
-0.750 -0.0551 0.04290 0.03388 -0.0596 0.8499 0.8679
-0.500 -0.0527 0.04269 0.03356 -0.0537 0.8453 0.9059
-0.250 -0.0412 0.04236 0.03310 -0.0501 0.8398 0.9480
0.000 0.0229 0.04294 0.03332 -0.0575 0.8366 0.9830
0.250 0.0685 0.04333 0.03341 -0.0621 0.8334 1.0000
0.500 0.0727 0.04321 0.03316 -0.0594 0.8258 1.0000
0.750 0.0981 0.04346 0.03319 -0.0601 0.8215 1.0000
1.000 0.1164 0.04370 0.03327 -0.0598 0.8156 1.0000
1.250 0.1407 0.04404 0.03344 -0.0604 0.8102 1.0000
1.500 0.1747 0.04453 0.03373 -0.0625 0.8067 1.0000
1.750 0.1904 0.04488 0.03398 -0.0619 0.7990 1.0000
2.000 0.2234 0.04539 0.03434 -0.0638 0.7948 1.0000
2.250 0.2439 0.04587 0.03472 -0.0639 0.7877 1.0000
2.500 0.2749 0.04638 0.03513 -0.0655 0.7825 1.0000
2.750 0.3031 0.04693 0.03559 -0.0667 0.7769 1.0000
3.000 0.3272 0.04749 0.03609 -0.0674 0.7698 1.0000
3.250 0.3636 0.04799 0.03650 -0.0696 0.7658 1.0000
3.500 0.3807 0.04867 0.03716 -0.0693 0.7569 1.0000
3.750 0.4141 0.04916 0.03761 -0.0711 0.7517 1.0000
4.000 0.4368 0.04983 0.03827 -0.0715 0.7441 1.0000
4.250 0.4646 0.05039 0.03883 -0.0726 0.7373 1.0000
4.500 0.5026 0.05075 0.03918 -0.0748 0.7333 1.0000
4.750 0.5158 0.05162 0.04008 -0.0740 0.7224 1.0000
5.000 0.5529 0.05191 0.04039 -0.0761 0.7180 1.0000
5.250 0.5672 0.05280 0.04134 -0.0754 0.7070 1.0000
5.500 0.6044 0.05301 0.04159 -0.0773 0.7025 1.0000
5.750 0.6187 0.05393 0.04258 -0.0767 0.6912 1.0000
6.000 0.6417 0.05459 0.04330 -0.0770 0.6826 1.0000
6.250 0.6709 0.05497 0.04379 -0.0780 0.6754 1.0000
6.500 0.6887 0.05582 0.04473 -0.0777 0.6648 1.0000
6.750 0.7245 0.05585 0.04485 -0.0792 0.6595 1.0000
7.000 0.7414 0.05662 0.04574 -0.0788 0.6475 1.0000
7.250 0.7625 0.05709 0.04633 -0.0786 0.6359 1.0000
7.500 0.8021 0.05644 0.04581 -0.0799 0.6298 1.0000
7.750 0.8199 0.05707 0.04660 -0.0794 0.6168 1.0000
8.000 0.8386 0.05778 0.04744 -0.0790 0.6047 1.0000
8.250 0.8771 0.05712 0.04695 -0.0802 0.5994 1.0000
8.500 0.8931 0.05801 0.04799 -0.0795 0.5862 1.0000
8.750 0.9115 0.05874 0.04892 -0.0791 0.5737 1.0000
9.250 0.9698 0.05808 0.04865 -0.0792 0.5544 1.0000
9.500 0.9899 0.05838 0.04917 -0.0785 0.5408 1.0000
9.750 1.0126 0.05839 0.04938 -0.0779 0.5272 1.0000
10.000 1.0379 0.05812 0.04931 -0.0773 0.5139 1.0000
10.250 1.0656 0.05755 0.04898 -0.0768 0.5004 1.0000
10.500 1.0926 0.05701 0.04865 -0.0762 0.4851 1.0000
10.750 1.1175 0.05668 0.04851 -0.0754 0.4677 1.0000
11.000 1.1438 0.05617 0.04818 -0.0746 0.4486 1.0000
11.250 1.1752 0.05511 0.04726 -0.0740 0.4278 1.0000
11.500 1.1888 0.05604 0.04832 -0.0727 0.4029 1.0000
11.750 1.2080 0.05636 0.04868 -0.0716 0.3774 1.0000
12.000 1.2226 0.05717 0.04949 -0.0703 0.3506 1.0000
12.250 1.2295 0.05890 0.05128 -0.0688 0.3237 1.0000
12.500 1.2351 0.06080 0.05317 -0.0674 0.2970 1.0000
12.750 1.2385 0.06297 0.05529 -0.0660 0.2708 1.0000
13.000 1.2394 0.06551 0.05778 -0.0647 0.2458 1.0000
13.250 1.2388 0.06836 0.06061 -0.0636 0.2219 1.0000
13.500 1.2359 0.07158 0.06380 -0.0627 0.1983 1.0000
13.750 1.2304 0.07527 0.06748 -0.0620 0.1738 1.0000
14.000 1.2229 0.07929 0.07139 -0.0617 0.1508 1.0000
14.250 1.2155 0.08351 0.07556 -0.0616 0.1293 1.0000
14.500 1.2085 0.08785 0.07982 -0.0619 0.1104 1.0000
14.750 1.2034 0.09211 0.08408 -0.0623 0.0947 1.0000
15.000 1.1985 0.09644 0.08840 -0.0628 0.0821 1.0000
15.250 1.1940 0.10076 0.09271 -0.0634 0.0725 1.0000
15.500 1.1911 0.10493 0.09691 -0.0642 0.0647 1.0000
15.750 1.1908 0.10877 0.10087 -0.0649 0.0580 1.0000
16.000 1.1898 0.11267 0.10476 -0.0659 0.0535 1.0000
16.250 1.1939 0.11593 0.10823 -0.0664 0.0494 1.0000
16.500 1.1981 0.11913 0.11157 -0.0671 0.0465 1.0000
16.750 1.2028 0.12212 0.11457 -0.0679 0.0442 1.0000
17.000 1.2080 0.12535 0.11809 -0.0686 0.0421 1.0000
17.250 1.2101 0.12924 0.12227 -0.0700 0.0403 1.0000
17.500 1.2105 0.13345 0.12671 -0.0718 0.0387 1.0000
17.750 1.2101 0.13775 0.13118 -0.0738 0.0374 1.0000
18.000 1.2107 0.14185 0.13539 -0.0759 0.0363 1.0000
18.250 1.2120 0.14579 0.13940 -0.0779 0.0354 1.0000
18.500 1.2027 0.15257 0.14649 -0.0819 0.0350 1.0000
18.750 1.1908 0.16020 0.15440 -0.0867 0.0349 1.0000
19.000 1.1767 0.16883 0.16326 -0.0924 0.0349 1.0000
19.250 1.1607 0.17859 0.17321 -0.0990 0.0350 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 694 AIRFOIL (e694-il)