EPPLER 856 AIRFOIL (e856-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 856 AIRFOIL (e856-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.61 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e856-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e856-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 856 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.2798 0.12678 0.12066 -0.0329 1.0000 0.2917
-9.750 -0.2596 0.12191 0.11582 -0.0313 1.0000 0.2978
-9.500 -0.4020 0.10360 0.09795 -0.0471 1.0000 0.1475
-9.250 -0.3981 0.10221 0.09662 -0.0434 1.0000 0.1491
-9.000 -0.3987 0.10169 0.09618 -0.0396 1.0000 0.1528
-8.750 -0.5886 0.08453 0.07927 -0.0505 1.0000 0.1171
-8.500 -0.6070 0.08170 0.07648 -0.0488 1.0000 0.1165
-8.250 -0.6256 0.07873 0.07353 -0.0475 1.0000 0.1157
-8.000 -0.6461 0.07525 0.07000 -0.0467 1.0000 0.1147
-7.750 -0.6658 0.07120 0.06582 -0.0465 1.0000 0.1136
-7.500 -0.6811 0.06688 0.06124 -0.0467 1.0000 0.1130
-7.250 -0.6649 0.06016 0.05378 -0.0537 0.9900 0.1141
-7.000 -0.6401 0.05463 0.04728 -0.0591 0.9796 0.1165
-6.750 -0.6064 0.05160 0.04423 -0.0623 0.9694 0.1240
-6.500 -0.5736 0.04813 0.03993 -0.0660 0.9596 0.1325
-6.250 -0.5390 0.04584 0.03747 -0.0686 0.9494 0.1460
-6.000 -0.5083 0.04383 0.03530 -0.0703 0.9386 0.1618
-5.750 -0.4779 0.04207 0.03364 -0.0715 0.9285 0.1823
-5.500 -0.4408 0.04052 0.03219 -0.0738 0.9196 0.2137
-5.250 -0.4152 0.03942 0.03144 -0.0741 0.9091 0.2505
-5.000 -0.3894 0.03896 0.03139 -0.0741 0.8991 0.3057
-4.750 -0.3543 0.04068 0.03369 -0.0733 0.8897 0.3850
-4.500 -0.3428 0.04260 0.03579 -0.0688 0.8784 0.4316
-4.250 -0.3222 0.04452 0.03769 -0.0653 0.8689 0.4783
-4.000 -0.3032 0.04615 0.03928 -0.0617 0.8598 0.5135
-3.750 -0.2916 0.04752 0.04065 -0.0570 0.8513 0.5383
-3.500 -0.2724 0.04835 0.04136 -0.0543 0.8430 0.5678
-3.250 -0.2614 0.04915 0.04207 -0.0504 0.8353 0.5897
-3.000 -0.2482 0.04963 0.04244 -0.0476 0.8277 0.6128
-2.750 -0.2266 0.04998 0.04263 -0.0460 0.8214 0.6369
-2.500 -0.2248 0.05031 0.04289 -0.0427 0.8140 0.6537
-2.250 -0.2031 0.05058 0.04304 -0.0407 0.8078 0.6740
-2.000 -0.1970 0.05087 0.04323 -0.0383 0.8020 0.6901
-1.750 -0.1894 0.05112 0.04338 -0.0365 0.7966 0.7055
-1.500 -0.1664 0.05124 0.04335 -0.0361 0.7911 0.7223
-1.250 -0.1558 0.05155 0.04356 -0.0344 0.7861 0.7350
-1.000 -0.1520 0.05190 0.04385 -0.0324 0.7821 0.7455
-0.750 -0.1378 0.05226 0.04409 -0.0324 0.7786 0.7576
-0.500 -0.1158 0.05260 0.04431 -0.0328 0.7745 0.7692
-0.250 -0.0959 0.05305 0.04463 -0.0329 0.7704 0.7801
0.000 -0.0884 0.05373 0.04521 -0.0328 0.7685 0.7901
0.250 -0.0803 0.05443 0.04587 -0.0317 0.7684 0.7996
0.500 -0.0683 0.05524 0.04660 -0.0318 0.7685 0.8100
0.750 -0.0555 0.05613 0.04741 -0.0319 0.7692 0.8208
1.000 -0.0368 0.05720 0.04841 -0.0326 0.7714 0.8325
1.250 -0.1690 0.05813 0.04981 -0.0191 0.9128 0.8299
1.500 -0.1363 0.05996 0.05152 -0.0219 0.9060 0.8449
1.750 -0.1244 0.05999 0.05149 -0.0215 0.8989 0.8581
2.000 -0.0971 0.06130 0.05275 -0.0234 0.8919 0.8756
2.250 -0.0783 0.06208 0.05352 -0.0241 0.8853 0.8937
2.500 -0.0424 0.06366 0.05511 -0.0279 0.8755 0.9189
2.750 -0.0101 0.06481 0.05628 -0.0323 0.8661 0.9501
3.000 0.0366 0.06730 0.05865 -0.0396 0.8576 1.0000
3.250 0.0537 0.06790 0.05913 -0.0416 0.8476 1.0000
3.500 0.1018 0.07130 0.06232 -0.0488 0.8405 1.0000
3.750 0.1160 0.07180 0.06270 -0.0502 0.8295 1.0000
4.000 0.1606 0.07531 0.06601 -0.0563 0.8235 1.0000
4.250 0.1710 0.07579 0.06638 -0.0567 0.8125 1.0000
4.500 0.2144 0.07954 0.06994 -0.0619 0.8063 1.0000
4.750 0.2208 0.07982 0.07013 -0.0613 0.7945 1.0000
5.000 0.2604 0.08361 0.07375 -0.0655 0.7892 1.0000
5.250 0.2630 0.08375 0.07383 -0.0642 0.7775 1.0000
5.500 0.3033 0.08782 0.07776 -0.0681 0.7719 1.0000
5.750 0.3032 0.08778 0.07768 -0.0664 0.7597 1.0000
6.000 0.3415 0.09189 0.08169 -0.0698 0.7547 1.0000
6.250 0.3393 0.09179 0.08157 -0.0679 0.7427 1.0000
6.500 0.3772 0.09602 0.08571 -0.0711 0.7374 1.0000
6.750 0.3748 0.09596 0.08564 -0.0692 0.7251 1.0000
7.000 0.4083 0.09997 0.08960 -0.0718 0.7200 1.0000
7.250 0.4083 0.10020 0.08983 -0.0704 0.7077 1.0000
7.500 0.4322 0.10346 0.09306 -0.0718 0.7019 1.0000
7.750 0.4402 0.10455 0.09416 -0.0713 0.6903 1.0000
8.000 0.4599 0.10756 0.09717 -0.0724 0.6843 1.0000
8.250 0.4722 0.10910 0.09873 -0.0724 0.6726 1.0000
8.500 0.4848 0.11160 0.10123 -0.0727 0.6659 1.0000
8.750 0.5021 0.11373 0.10337 -0.0733 0.6551 1.0000
9.000 0.5098 0.11583 0.10550 -0.0732 0.6469 1.0000
9.250 0.5321 0.11860 0.10830 -0.0743 0.6374 1.0000
9.500 0.5357 0.12043 0.11016 -0.0740 0.6287 1.0000
9.750 0.5617 0.12366 0.11343 -0.0753 0.6198 1.0000
10.000 0.5613 0.12513 0.11495 -0.0748 0.6099 1.0000
10.250 0.5910 0.12900 0.11887 -0.0764 0.6021 1.0000
10.500 0.5870 0.13005 0.11997 -0.0758 0.5913 1.0000
10.750 0.6219 0.13483 0.12482 -0.0778 0.5844 1.0000
11.000 0.6125 0.13516 0.12519 -0.0768 0.5728 1.0000
11.250 0.6447 0.14018 0.13029 -0.0787 0.5666 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 856 AIRFOIL (e856-il)