EPPLER E854 AIRFOIL (e854-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER E854 AIRFOIL (e854-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 32.69 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e854-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e854-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER E854 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.3324 0.11197 0.10534 -0.0307 1.0000 0.2825
-9.000 -0.3357 0.10953 0.10296 -0.0299 1.0000 0.2928
-8.750 -0.3558 0.10901 0.10263 -0.0291 1.0000 0.3038
-8.500 -0.3410 0.10491 0.09852 -0.0276 1.0000 0.3169
-8.250 -0.3364 0.10122 0.09490 -0.0267 1.0000 0.3216
-8.000 -0.3355 0.09815 0.09190 -0.0257 1.0000 0.3255
-7.750 -0.3703 0.08183 0.07659 -0.0347 1.0000 0.1771
-7.500 -0.4124 0.07481 0.06971 -0.0369 1.0000 0.1415
-7.250 -0.5391 0.07333 0.06763 -0.0500 1.0000 0.1315
-7.000 -0.5264 0.06976 0.06421 -0.0469 1.0000 0.1256
-6.750 -0.5504 0.06336 0.05743 -0.0503 1.0000 0.1154
-6.500 -0.5500 0.05922 0.05316 -0.0502 1.0000 0.1116
-6.250 -0.5507 0.05296 0.04583 -0.0535 1.0000 0.1031
-6.000 -0.5384 0.04909 0.04174 -0.0534 1.0000 0.1017
-5.750 -0.5228 0.04537 0.03756 -0.0538 1.0000 0.1009
-5.500 -0.5034 0.04228 0.03372 -0.0543 1.0000 0.1032
-5.250 -0.4859 0.03962 0.03110 -0.0539 1.0000 0.1093
-5.000 -0.4638 0.03711 0.02807 -0.0538 1.0000 0.1145
-4.750 -0.4436 0.03508 0.02588 -0.0533 1.0000 0.1252
-4.500 -0.4223 0.03318 0.02378 -0.0526 1.0000 0.1376
-4.250 -0.4018 0.03170 0.02220 -0.0518 1.0000 0.1584
-4.000 -0.3817 0.03016 0.02075 -0.0508 1.0000 0.1878
-3.750 -0.3615 0.02848 0.01954 -0.0502 1.0000 0.2371
-3.500 -0.3428 0.02707 0.01984 -0.0486 1.0000 0.4286
-3.250 -0.3397 0.02870 0.02179 -0.0419 1.0000 0.5533
-3.000 -0.3358 0.02982 0.02291 -0.0360 1.0000 0.6070
-2.750 -0.3322 0.03058 0.02365 -0.0304 1.0000 0.6453
-2.500 -0.3212 0.03131 0.02427 -0.0263 0.9969 0.6842
-2.250 -0.3018 0.03212 0.02491 -0.0234 0.9881 0.7231
-2.000 -0.2845 0.03265 0.02531 -0.0204 0.9797 0.7581
-1.750 -0.2671 0.03302 0.02554 -0.0176 0.9716 0.7923
-1.500 -0.2532 0.03301 0.02540 -0.0149 0.9636 0.8219
-1.250 -0.2332 0.03307 0.02530 -0.0136 0.9561 0.8495
-1.000 -0.2095 0.03307 0.02510 -0.0137 0.9483 0.8734
-0.750 -0.1840 0.03310 0.02496 -0.0145 0.9409 0.8954
-0.500 -0.1448 0.03342 0.02509 -0.0180 0.9333 0.9186
-0.250 -0.1034 0.03373 0.02522 -0.0225 0.9255 0.9423
0.000 -0.0294 0.03466 0.02590 -0.0332 0.9174 0.9675
0.250 0.0270 0.03524 0.02630 -0.0416 0.9091 1.0000
0.500 0.0443 0.03546 0.02636 -0.0434 0.9023 1.0000
0.750 0.0678 0.03591 0.02665 -0.0461 0.8953 1.0000
1.000 0.1078 0.03677 0.02733 -0.0513 0.8885 1.0000
1.250 0.1360 0.03756 0.02795 -0.0545 0.8818 1.0000
1.500 0.1798 0.03868 0.02888 -0.0599 0.8752 1.0000
1.750 0.2013 0.03960 0.02967 -0.0616 0.8688 1.0000
2.000 0.2411 0.04080 0.03071 -0.0657 0.8625 1.0000
2.250 0.2590 0.04186 0.03167 -0.0665 0.8565 1.0000
2.500 0.2874 0.04305 0.03276 -0.0686 0.8504 1.0000
2.750 0.3126 0.04431 0.03393 -0.0701 0.8446 1.0000
3.000 0.3301 0.04554 0.03509 -0.0705 0.8390 1.0000
3.250 0.3654 0.04693 0.03643 -0.0732 0.8324 1.0000
3.500 0.3733 0.04821 0.03768 -0.0723 0.8274 1.0000
3.750 0.3985 0.04962 0.03906 -0.0736 0.8212 1.0000
4.000 0.4167 0.05107 0.04051 -0.0739 0.8150 1.0000
4.250 0.4325 0.05254 0.04199 -0.0741 0.8094 1.0000
4.500 0.4583 0.05408 0.04353 -0.0753 0.8016 1.0000
4.750 0.4696 0.05564 0.04512 -0.0750 0.7960 1.0000
5.000 0.4957 0.05723 0.04675 -0.0762 0.7870 1.0000
5.250 0.5112 0.05884 0.04843 -0.0763 0.7793 1.0000
5.500 0.5292 0.06050 0.05015 -0.0766 0.7702 1.0000
5.750 0.5559 0.06208 0.05180 -0.0776 0.7581 1.0000
6.000 0.5838 0.06363 0.05347 -0.0787 0.7452 1.0000
6.250 0.6105 0.06513 0.05508 -0.0795 0.7314 1.0000
6.500 0.6338 0.06663 0.05669 -0.0798 0.7171 1.0000
6.750 0.6533 0.06815 0.05832 -0.0798 0.7020 1.0000
7.000 0.6701 0.06970 0.06002 -0.0794 0.6860 1.0000
7.250 0.6879 0.07123 0.06168 -0.0791 0.6689 1.0000
7.500 0.7158 0.07234 0.06297 -0.0792 0.6496 1.0000
7.750 0.7523 0.07298 0.06381 -0.0794 0.6291 1.0000
8.000 0.7662 0.07443 0.06544 -0.0785 0.6092 1.0000
8.250 0.8178 0.07366 0.06498 -0.0785 0.5868 1.0000
8.500 0.8277 0.07504 0.06652 -0.0770 0.5645 1.0000
8.750 0.8689 0.07398 0.06575 -0.0757 0.5406 1.0000
9.000 0.9407 0.06903 0.06133 -0.0736 0.5145 1.0000
9.250 1.1800 0.04063 0.03438 -0.0688 0.4548 1.0000
9.500 1.2005 0.03672 0.03026 -0.0622 0.3845 1.0000
9.750 1.1942 0.03722 0.03008 -0.0561 0.3189 1.0000
10.000 1.1873 0.03945 0.03164 -0.0517 0.2677 1.0000
10.250 1.1872 0.04211 0.03379 -0.0485 0.2261 1.0000
10.500 1.2018 0.04485 0.03612 -0.0466 0.1877 1.0000
10.750 1.2227 0.04778 0.03888 -0.0455 0.1574 1.0000
11.000 1.2528 0.05108 0.04201 -0.0455 0.1321 1.0000
11.250 1.2747 0.05470 0.04581 -0.0448 0.1166 1.0000
11.500 1.2934 0.05865 0.04992 -0.0441 0.1053 1.0000
11.750 1.3176 0.06319 0.05447 -0.0443 0.0948 1.0000
12.000 1.3014 0.06619 0.05796 -0.0404 0.0930 1.0000
12.250 1.2867 0.06979 0.06197 -0.0374 0.0912 1.0000
12.500 1.2716 0.07383 0.06637 -0.0351 0.0900 1.0000
12.750 1.2536 0.07820 0.07107 -0.0334 0.0896 1.0000
13.000 1.2320 0.08295 0.07613 -0.0325 0.0896 1.0000
13.250 1.2075 0.08821 0.08166 -0.0324 0.0902 1.0000
13.500 1.1813 0.09408 0.08778 -0.0333 0.0910 1.0000
13.750 1.1548 0.10054 0.09443 -0.0351 0.0920 1.0000
14.000 1.1288 0.10758 0.10163 -0.0378 0.0931 1.0000
14.250 1.1056 0.11505 0.10922 -0.0411 0.0941 1.0000
14.500 1.0860 0.12287 0.11711 -0.0446 0.0949 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER E854 AIRFOIL (e854-il)