EPPLER EA 8(-1)-006 AIRFOIL (ea81006-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER EA 8(-1)-006 AIRFOIL (ea81006-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 22.74 at α=3.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ea81006-il-100000.txt Download as CSV file: xf-ea81006-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER EA 8(-1)-006 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.6665 0.08769 0.08281 -0.0009 1.0000 0.0997
-8.250 -0.6823 0.08287 0.07806 -0.0063 1.0000 0.1019
-8.000 -0.7106 0.07845 0.07331 -0.0134 1.0000 0.1037
-7.750 -0.6823 0.07475 0.06986 -0.0088 1.0000 0.1144
-7.500 -0.6773 0.07106 0.06618 -0.0085 1.0000 0.1229
-7.250 -0.6759 0.06724 0.06230 -0.0096 1.0000 0.1345
-7.000 -0.6686 0.06420 0.05923 -0.0091 1.0000 0.1494
-6.750 -0.6735 0.06229 0.05687 -0.0115 1.0000 0.1714
-6.500 -0.6521 0.05906 0.05405 -0.0070 1.0000 0.1951
-6.250 -0.6436 0.05607 0.05105 -0.0057 1.0000 0.2190
-6.000 -0.6342 0.05333 0.04830 -0.0041 1.0000 0.2466
-5.750 -0.6227 0.05083 0.04582 -0.0014 1.0000 0.2771
-5.500 -0.5925 0.03377 0.02574 -0.0095 1.0000 0.1030
-5.250 -0.5715 0.03032 0.02188 -0.0082 1.0000 0.1022
-5.000 -0.5486 0.02707 0.01826 -0.0069 1.0000 0.0993
-4.750 -0.5250 0.02508 0.01573 -0.0055 1.0000 0.1022
-4.500 -0.5004 0.02330 0.01355 -0.0043 1.0000 0.1032
-4.250 -0.4756 0.02131 0.01142 -0.0034 1.0000 0.1056
-4.000 -0.4511 0.01992 0.01002 -0.0026 1.0000 0.1101
-3.750 -0.4260 0.01873 0.00874 -0.0016 1.0000 0.1113
-3.500 -0.4016 0.01773 0.00767 -0.0006 1.0000 0.1131
-3.250 -0.3780 0.01690 0.00681 0.0005 1.0000 0.1156
-3.000 -0.3563 0.01601 0.00604 0.0018 1.0000 0.1209
-2.750 -0.3343 0.01537 0.00543 0.0031 1.0000 0.1251
-2.500 -0.3121 0.01484 0.00488 0.0044 1.0000 0.1291
-2.250 -0.2900 0.01430 0.00438 0.0056 1.0000 0.1359
-2.000 -0.2677 0.01381 0.00401 0.0068 1.0000 0.1505
-1.750 -0.2466 0.01300 0.00371 0.0080 1.0000 0.2392
-1.500 -0.2343 0.01104 0.00362 0.0111 1.0000 0.6446
-1.250 -0.1480 0.01106 0.00426 0.0030 1.0000 0.9648
-1.000 -0.0592 0.01108 0.00403 -0.0090 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0437 0.01100 0.00391 -0.0069 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0289 0.01093 0.00381 -0.0047 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0143 0.01090 0.00376 -0.0024 1.0000 1.0000
0.000 0.0000 0.01089 0.00374 0.0000 1.0000 1.0000
0.250 0.0143 0.01090 0.00376 0.0024 1.0000 1.0000
0.500 0.0289 0.01093 0.00381 0.0047 1.0000 1.0000
0.750 0.0437 0.01099 0.00391 0.0069 1.0000 1.0000
1.000 0.0592 0.01108 0.00403 0.0090 1.0000 1.0000
1.250 0.1470 0.01107 0.00426 -0.0028 0.9657 1.0000
1.500 0.2342 0.01104 0.00362 -0.0110 0.6441 1.0000
1.750 0.2465 0.01301 0.00371 -0.0080 0.2379 1.0000
2.000 0.2675 0.01381 0.00401 -0.0068 0.1504 1.0000
2.250 0.2899 0.01430 0.00438 -0.0056 0.1359 1.0000
2.500 0.3119 0.01483 0.00487 -0.0043 0.1292 1.0000
2.750 0.3342 0.01537 0.00543 -0.0030 0.1251 1.0000
3.000 0.3561 0.01601 0.00604 -0.0017 0.1209 1.0000
3.250 0.3779 0.01690 0.00681 -0.0005 0.1156 1.0000
3.500 0.4015 0.01773 0.00767 0.0006 0.1130 1.0000
3.750 0.4259 0.01873 0.00874 0.0016 0.1113 1.0000
4.000 0.4510 0.01992 0.01002 0.0026 0.1101 1.0000
4.250 0.4755 0.02130 0.01142 0.0034 0.1056 1.0000
4.500 0.5003 0.02330 0.01356 0.0043 0.1032 1.0000
4.750 0.5250 0.02510 0.01575 0.0055 0.1023 1.0000
5.000 0.5485 0.02707 0.01825 0.0069 0.0993 1.0000
5.250 0.5714 0.03032 0.02189 0.0082 0.1023 1.0000
5.500 0.5924 0.03378 0.02574 0.0095 0.1030 1.0000
6.000 0.6342 0.05333 0.04831 0.0040 0.2468 1.0000
6.250 0.6436 0.05608 0.05106 0.0057 0.2190 1.0000
6.500 0.6518 0.05902 0.05402 0.0069 0.1940 1.0000
6.750 0.6733 0.06214 0.05674 0.0114 0.1715 1.0000
7.000 0.6686 0.06427 0.05930 0.0090 0.1497 1.0000
7.250 0.6757 0.06733 0.06239 0.0094 0.1348 1.0000
7.500 0.6101 0.06319 0.05869 0.0079 0.1408 1.0000
7.750 0.6213 0.06676 0.06222 0.0100 0.1292 1.0000
8.000 0.5952 0.07212 0.06760 0.0054 0.1275 1.0000
8.250 0.5763 0.07708 0.07249 0.0015 0.1242 1.0000
8.500 0.5874 0.08086 0.07626 0.0035 0.1155 1.0000
8.750 0.5679 0.08585 0.08118 -0.0010 0.1128 1.0000
9.000 0.5908 0.08947 0.08483 0.0031 0.1032 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER EA 8(-1)-006 AIRFOIL (ea81006-il)