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

Polar data table (+)

Polar graphs


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