EPPLER 857 AIRFOIL (e857-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 857 AIRFOIL (e857-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.79 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e857-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e857-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 857 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.3196 0.13724 0.13182 -0.0201 1.0000 0.2974
-9.500 -0.3007 0.13331 0.12794 -0.0176 1.0000 0.3014
-9.250 -0.5544 0.09128 0.08613 -0.0469 1.0000 0.1326
-9.000 -0.5808 0.08840 0.08335 -0.0454 1.0000 0.1317
-8.750 -0.6130 0.08340 0.07835 -0.0477 0.9958 0.1297
-8.500 -0.6516 0.07403 0.06865 -0.0560 0.9845 0.1264
-8.250 -0.6643 0.06677 0.06086 -0.0618 0.9729 0.1266
-8.000 -0.6598 0.06115 0.05463 -0.0660 0.9615 0.1294
-7.750 -0.6471 0.05640 0.04919 -0.0693 0.9500 0.1342
-7.500 -0.6178 0.05415 0.04689 -0.0713 0.9381 0.1436
-7.250 -0.5929 0.05145 0.04397 -0.0731 0.9263 0.1533
-7.000 -0.5662 0.04911 0.04137 -0.0748 0.9152 0.1665
-6.750 -0.5273 0.04724 0.03950 -0.0777 0.9054 0.1861
-6.500 -0.5053 0.04585 0.03812 -0.0778 0.8931 0.2047
-6.250 -0.4812 0.04449 0.03662 -0.0784 0.8819 0.2290
-6.000 -0.4407 0.04394 0.03652 -0.0802 0.8725 0.2658
-5.750 -0.4258 0.04417 0.03693 -0.0783 0.8599 0.2956
-5.500 -0.3985 0.04540 0.03844 -0.0770 0.8491 0.3340
-5.250 -0.3671 0.04786 0.04115 -0.0746 0.8384 0.3722
-5.000 -0.3544 0.04936 0.04263 -0.0714 0.8272 0.4047
-4.750 -0.3154 0.05217 0.04550 -0.0684 0.8183 0.4397
-4.500 -0.3159 0.05310 0.04636 -0.0644 0.8075 0.4620
-4.250 -0.2802 0.05531 0.04858 -0.0607 0.7997 0.4872
-4.000 -0.2848 0.05596 0.04916 -0.0567 0.7899 0.5048
-3.750 -0.2578 0.05693 0.05004 -0.0539 0.7821 0.5281
-3.500 -0.2552 0.05741 0.05043 -0.0508 0.7742 0.5458
-3.250 -0.2477 0.05784 0.05075 -0.0482 0.7669 0.5641
-3.000 -0.2149 0.05838 0.05118 -0.0462 0.7611 0.5872
-2.750 -0.2292 0.05877 0.05149 -0.0435 0.7538 0.6009
-2.500 -0.2214 0.05943 0.05211 -0.0397 0.7474 0.6161
-2.250 -0.1878 0.05931 0.05180 -0.0398 0.7419 0.6377
-2.000 -0.2009 0.06011 0.05262 -0.0358 0.7377 0.6455
-1.750 -0.2006 0.06054 0.05294 -0.0347 0.7335 0.6575
-1.500 -0.1932 0.06094 0.05330 -0.0323 0.7291 0.6680
-1.250 -0.1646 0.06093 0.05312 -0.0333 0.7240 0.6824
-1.000 -0.1531 0.06150 0.05357 -0.0327 0.7209 0.6934
-0.750 -0.1515 0.06226 0.05427 -0.0316 0.7202 0.7017
-0.500 -0.1462 0.06307 0.05503 -0.0307 0.7202 0.7104
-0.250 -0.2162 0.06624 0.05848 -0.0262 0.7831 0.7094
0.000 -0.1660 0.06575 0.05773 -0.0282 0.7450 0.7228
0.250 -0.2654 0.06745 0.05978 -0.0204 0.8641 0.7190
0.500 -0.2380 0.06868 0.06089 -0.0219 0.8564 0.7297
0.750 -0.2216 0.06930 0.06138 -0.0225 0.8510 0.7387
1.000 -0.2034 0.06973 0.06172 -0.0226 0.8410 0.7476
1.250 -0.1686 0.07201 0.06384 -0.0259 0.8362 0.7582
1.500 -0.1671 0.07131 0.06310 -0.0238 0.8273 0.7653
1.750 -0.1342 0.07308 0.06472 -0.0267 0.8195 0.7758
2.000 -0.1237 0.07353 0.06510 -0.0261 0.8122 0.7842
2.250 -0.0982 0.07470 0.06616 -0.0277 0.8026 0.7948
2.500 -0.0636 0.07756 0.06890 -0.0306 0.7983 0.8070
2.750 -0.0645 0.07659 0.06792 -0.0285 0.7876 0.8152
3.250 -0.0264 0.07894 0.07018 -0.0297 0.7721 0.8406
3.500 0.0013 0.08058 0.07179 -0.0314 0.7637 0.8566
3.750 0.0289 0.08300 0.07421 -0.0333 0.7596 0.8763
4.000 0.0352 0.08267 0.07395 -0.0326 0.7483 0.8950
4.250 0.0891 0.08641 0.07777 -0.0397 0.7422 0.9347
4.500 0.0967 0.08609 0.07746 -0.0407 0.7301 1.0000
4.750 0.1428 0.08973 0.08091 -0.0473 0.7238 1.0000
5.000 0.1509 0.09057 0.08166 -0.0485 0.7158 1.0000
5.250 0.1834 0.09306 0.08399 -0.0527 0.7073 1.0000
5.500 0.2330 0.09814 0.08884 -0.0589 0.7032 1.0000
5.750 0.2249 0.09712 0.08777 -0.0573 0.6912 1.0000
6.000 0.2634 0.10083 0.09129 -0.0613 0.6856 1.0000
6.250 0.2649 0.10171 0.09208 -0.0609 0.6781 1.0000
6.500 0.2874 0.10387 0.09412 -0.0625 0.6698 1.0000
6.750 0.3265 0.10840 0.09849 -0.0658 0.6655 1.0000
7.000 0.3162 0.10781 0.09787 -0.0638 0.6548 1.0000
7.250 0.3448 0.11090 0.10086 -0.0657 0.6485 1.0000
7.500 0.3697 0.11467 0.10453 -0.0674 0.6452 1.0000
7.750 0.3642 0.11427 0.10412 -0.0659 0.6339 1.0000
8.000 0.3957 0.11797 0.10775 -0.0678 0.6286 1.0000
8.250 0.3933 0.11881 0.10856 -0.0669 0.6211 1.0000
8.500 0.4107 0.12095 0.11067 -0.0676 0.6131 1.0000
8.750 0.4435 0.12529 0.11495 -0.0696 0.6089 1.0000
9.000 0.4335 0.12518 0.11485 -0.0682 0.6002 1.0000
9.250 0.4556 0.12787 0.11751 -0.0692 0.5929 1.0000
9.500 0.4915 0.13320 0.12281 -0.0715 0.5894 1.0000
9.750 0.4732 0.13178 0.12141 -0.0696 0.5796 1.0000
10.000 0.4977 0.13495 0.12456 -0.0708 0.5732 1.0000
10.250 0.5172 0.13878 0.12839 -0.0719 0.5693 1.0000
10.500 0.5126 0.13859 0.12822 -0.0712 0.5590 1.0000
10.750 0.5392 0.14236 0.13199 -0.0724 0.5537 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 857 AIRFOIL (e857-il)