EPPLER 858 AIRFOIL (e858-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 858 AIRFOIL (e858-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.03 at α=11.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e858-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e858-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 858 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 -0.2499 0.13238 0.12691 -0.0326 0.9831 0.2501
-9.750 -0.5796 0.08423 0.07891 -0.0550 0.9896 0.1497
-9.500 -0.5888 0.07814 0.07272 -0.0610 0.9777 0.1528
-9.250 -0.6867 0.06758 0.06155 -0.0655 0.9634 0.1442
-9.000 -0.7033 0.06199 0.05538 -0.0681 0.9499 0.1469
-8.750 -0.6753 0.05971 0.05312 -0.0704 0.9365 0.1566
-8.500 -0.6613 0.05652 0.04968 -0.0722 0.9235 0.1658
-8.250 -0.6404 0.05397 0.04693 -0.0739 0.9110 0.1784
-8.000 -0.5994 0.05264 0.04577 -0.0766 0.8994 0.1977
-7.750 -0.5796 0.05157 0.04478 -0.0763 0.8851 0.2144
-7.500 -0.5580 0.05098 0.04429 -0.0759 0.8718 0.2335
-7.250 -0.5166 0.05138 0.04489 -0.0770 0.8602 0.2605
-7.000 -0.4759 0.05351 0.04725 -0.0760 0.8463 0.2863
-6.750 -0.4560 0.05470 0.04847 -0.0738 0.8325 0.3074
-6.500 -0.2129 0.07111 0.06489 -0.0749 0.8231 0.3619
-6.250 -0.2948 0.06703 0.06091 -0.0695 0.8069 0.3627
-6.000 -0.1673 0.06975 0.06328 -0.0738 0.8017 0.4049
-5.750 -0.2404 0.06844 0.06209 -0.0661 0.7847 0.4048
-5.500 -0.1659 0.07012 0.06356 -0.0662 0.7760 0.4330
-5.250 -0.1739 0.07018 0.06359 -0.0621 0.7636 0.4466
-5.000 0.1311 0.06773 0.06026 -0.0872 0.7625 0.5332
-4.750 -0.2131 0.06888 0.06224 -0.0546 0.7428 0.4717
-4.500 0.0067 0.06867 0.06144 -0.0672 0.7390 0.5296
-4.250 -0.2236 0.06890 0.06216 -0.0476 0.7240 0.4990
-4.000 -0.2036 0.06802 0.06110 -0.0473 0.7171 0.5202
-3.750 -0.1779 0.07027 0.06336 -0.0423 0.7085 0.5321
-3.500 -0.2210 0.07005 0.06315 -0.0379 0.7006 0.5391
-3.250 -0.1805 0.06973 0.06268 -0.0372 0.6939 0.5590
-3.000 -0.2028 0.06929 0.06217 -0.0348 0.6878 0.5691
-2.750 -0.2291 0.07065 0.06360 -0.0294 0.6818 0.5739
-2.500 -0.2339 0.07068 0.06354 -0.0280 0.6773 0.5857
-2.250 -0.2094 0.07062 0.06339 -0.0265 0.6719 0.5996
-2.000 -0.1974 0.07002 0.06259 -0.0277 0.6673 0.6135
-1.750 -0.2200 0.07136 0.06400 -0.0232 0.6645 0.6179
-1.500 -0.2282 0.07225 0.06487 -0.0208 0.6629 0.6255
-1.250 -0.2268 0.07266 0.06514 -0.0220 0.6634 0.6357
-1.000 -0.2271 0.07364 0.06614 -0.0192 0.6646 0.6424
-0.750 -0.2364 0.07487 0.06737 -0.0181 0.6731 0.6490
-0.500 -0.2064 0.07528 0.06759 -0.0204 0.6699 0.6604
0.000 -0.3271 0.07911 0.07179 -0.0139 0.7917 0.6588
0.250 -0.3043 0.08012 0.07274 -0.0136 0.7835 0.6678
0.500 -0.2760 0.08190 0.07433 -0.0165 0.7789 0.6783
0.750 -0.2758 0.08077 0.07315 -0.0143 0.7669 0.6836
1.000 -0.2486 0.08223 0.07451 -0.0155 0.7609 0.6921
1.250 -0.2216 0.08421 0.07630 -0.0183 0.7570 0.7008
1.500 -0.2226 0.08303 0.07509 -0.0161 0.7448 0.7055
1.750 -0.1911 0.08494 0.07689 -0.0179 0.7382 0.7135
2.000 -0.1816 0.08554 0.07739 -0.0180 0.7317 0.7201
2.250 -0.1657 0.08591 0.07766 -0.0185 0.7209 0.7267
2.500 -0.1351 0.08808 0.07975 -0.0201 0.7156 0.7348
2.750 -0.1238 0.08916 0.08074 -0.0204 0.7109 0.7415
3.000 -0.1144 0.08911 0.08063 -0.0201 0.6991 0.7483
3.250 -0.0822 0.09151 0.08293 -0.0219 0.6934 0.7576
3.500 -0.0741 0.09239 0.08373 -0.0219 0.6874 0.7647
3.750 -0.0617 0.09281 0.08411 -0.0218 0.6768 0.7719
4.000 -0.0311 0.09523 0.08644 -0.0237 0.6715 0.7825
4.250 0.0039 0.09916 0.09027 -0.0263 0.6685 0.7942
4.500 -0.0131 0.09680 0.08795 -0.0232 0.6567 0.8003
4.750 0.0167 0.09909 0.09017 -0.0251 0.6501 0.8129
5.000 0.0585 0.10364 0.09467 -0.0282 0.6468 0.8296
5.250 0.0372 0.10119 0.09229 -0.0251 0.6363 0.8369
5.500 0.0611 0.10301 0.09414 -0.0263 0.6297 0.8555
5.750 0.0994 0.10659 0.09781 -0.0293 0.6258 0.8818
6.000 0.0990 0.10658 0.09793 -0.0297 0.6181 0.9036
6.250 0.1342 0.10846 0.09990 -0.0349 0.6082 1.0000
6.500 0.1803 0.11313 0.10437 -0.0409 0.6039 1.0000
6.750 0.1822 0.11396 0.10511 -0.0421 0.5984 1.0000
7.000 0.1982 0.11534 0.10637 -0.0444 0.5892 1.0000
7.250 0.2333 0.11891 0.10975 -0.0483 0.5838 1.0000
7.500 0.2801 0.12511 0.11573 -0.0531 0.5808 1.0000
7.750 0.2557 0.12242 0.11301 -0.0510 0.5710 1.0000
8.000 0.2786 0.12495 0.11540 -0.0528 0.5647 1.0000
8.250 0.3104 0.12899 0.11928 -0.0551 0.5609 1.0000
8.500 0.3376 0.13378 0.12393 -0.0572 0.5583 1.0000
8.750 0.3183 0.13121 0.12135 -0.0554 0.5480 1.0000
9.000 0.3409 0.13394 0.12398 -0.0566 0.5421 1.0000
9.250 0.3732 0.13861 0.12854 -0.0585 0.5387 1.0000
9.500 0.3745 0.14003 0.12991 -0.0585 0.5354 1.0000
9.750 0.3730 0.13981 0.12967 -0.0582 0.5265 1.0000
10.000 0.3941 0.14255 0.13234 -0.0591 0.5209 1.0000
10.250 0.4250 0.14733 0.13704 -0.0607 0.5176 1.0000
10.500 0.4232 0.14825 0.13793 -0.0607 0.5138 1.0000
10.750 0.4242 0.14838 0.13805 -0.0606 0.5057 1.0000
11.000 0.4434 0.15105 0.14068 -0.0615 0.5003 1.0000
11.250 0.4722 0.15571 0.14529 -0.0628 0.4968 1.0000
11.500 0.4789 0.15802 0.14758 -0.0633 0.4939 1.0000
11.750 0.4730 0.15698 0.14654 -0.0631 0.4856 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 858 AIRFOIL (e858-il)