EPPLER 541 AIRFOIL (e541-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 541 AIRFOIL (e541-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 25.23 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e541-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e541-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 541 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.5764 0.09887 0.09358 -0.0208 1.0000 0.2847
-8.250 -0.6499 0.09231 0.08715 -0.0225 1.0000 0.2491
-8.000 -0.6948 0.09008 0.08498 -0.0180 1.0000 0.2499
-7.750 -0.7506 0.08533 0.08010 -0.0150 1.0000 0.2188
-7.500 -0.7973 0.08212 0.07669 -0.0106 1.0000 0.2117
-7.250 -0.8174 0.07337 0.06700 -0.0089 1.0000 0.1340
-7.000 -0.8237 0.06874 0.06189 -0.0055 1.0000 0.1174
-6.750 -0.8247 0.06477 0.05739 -0.0020 1.0000 0.1059
-6.500 -0.8263 0.06128 0.05300 0.0024 1.0000 0.0960
-6.250 -0.8161 0.05770 0.04921 0.0045 1.0000 0.0942
-6.000 -0.8056 0.05468 0.04585 0.0068 1.0000 0.0926
-5.750 -0.7932 0.05186 0.04261 0.0091 1.0000 0.0920
-5.500 -0.7782 0.04920 0.03951 0.0113 1.0000 0.0922
-5.250 -0.7597 0.04672 0.03663 0.0131 1.0000 0.0920
-5.000 -0.7381 0.04440 0.03393 0.0147 1.0000 0.0921
-4.750 -0.1719 0.05082 0.04212 -0.0388 1.0000 1.0000
-4.500 -0.1679 0.05035 0.04146 -0.0369 1.0000 1.0000
-4.250 -0.1634 0.04996 0.04087 -0.0350 1.0000 1.0000
-4.000 -0.1582 0.04963 0.04032 -0.0331 1.0000 1.0000
-3.750 -0.1525 0.04934 0.03986 -0.0312 1.0000 1.0000
-3.500 -0.1464 0.04911 0.03945 -0.0294 1.0000 1.0000
-3.250 -0.1400 0.04891 0.03910 -0.0275 1.0000 1.0000
-3.000 -0.1332 0.04875 0.03878 -0.0256 1.0000 1.0000
-2.750 -0.1261 0.04864 0.03852 -0.0237 1.0000 1.0000
-2.500 -0.1188 0.04855 0.03830 -0.0218 1.0000 1.0000
-2.250 -0.1112 0.04850 0.03812 -0.0199 1.0000 1.0000
-2.000 -0.1034 0.04847 0.03795 -0.0181 1.0000 1.0000
-1.750 -0.0955 0.04848 0.03784 -0.0162 1.0000 1.0000
-1.500 -0.0875 0.04852 0.03777 -0.0144 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0794 0.04858 0.03774 -0.0125 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0711 0.04868 0.03775 -0.0107 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0629 0.04880 0.03777 -0.0088 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0545 0.04894 0.03783 -0.0070 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0462 0.04911 0.03794 -0.0052 1.0000 1.0000
0.000 -0.0379 0.04931 0.03808 -0.0034 1.0000 1.0000
0.250 -0.0297 0.04954 0.03825 -0.0016 1.0000 1.0000
0.500 -0.0214 0.04979 0.03845 0.0001 1.0000 1.0000
0.750 -0.0132 0.05006 0.03868 0.0019 1.0000 1.0000
1.000 -0.0052 0.05037 0.03894 0.0037 1.0000 1.0000
1.250 0.0028 0.05070 0.03925 0.0054 1.0000 1.0000
1.500 0.0106 0.05106 0.03959 0.0072 1.0000 1.0000
1.750 0.0183 0.05144 0.03996 0.0089 1.0000 1.0000
2.000 0.0258 0.05185 0.04036 0.0106 1.0000 1.0000
2.250 0.0332 0.05230 0.04080 0.0123 1.0000 1.0000
2.500 0.0404 0.05277 0.04127 0.0140 1.0000 1.0000
2.750 0.0474 0.05327 0.04179 0.0156 1.0000 1.0000
3.000 0.0541 0.05380 0.04234 0.0173 1.0000 1.0000
3.250 0.0606 0.05437 0.04293 0.0189 1.0000 1.0000
3.500 0.0669 0.05497 0.04355 0.0205 1.0000 1.0000
3.750 0.0730 0.05560 0.04421 0.0221 1.0000 1.0000
4.000 0.0787 0.05625 0.04490 0.0237 1.0000 1.0000
4.250 0.0842 0.05694 0.04563 0.0252 1.0000 1.0000
4.500 0.0894 0.05766 0.04640 0.0267 1.0000 1.0000
4.750 0.0944 0.05842 0.04721 0.0282 1.0000 1.0000
5.000 0.1174 0.06009 0.04897 0.0257 0.9937 1.0000
5.250 0.1660 0.06276 0.05180 0.0178 0.9704 1.0000
5.500 0.2005 0.06461 0.05379 0.0132 0.9458 1.0000
5.750 0.2313 0.06648 0.05581 0.0098 0.9210 1.0000
6.000 0.2623 0.06828 0.05773 0.0067 0.8935 1.0000
6.250 0.4008 0.06802 0.05780 -0.0071 0.7750 1.0000
6.500 0.4245 0.06850 0.05841 -0.0070 0.7512 1.0000
6.750 0.4661 0.06888 0.05901 -0.0089 0.7294 1.0000
7.000 0.4707 0.06934 0.05958 -0.0064 0.7088 1.0000
7.250 0.5041 0.06942 0.05985 -0.0069 0.6886 1.0000
7.500 0.5172 0.06974 0.06030 -0.0052 0.6688 1.0000
7.750 0.5382 0.06977 0.06051 -0.0041 0.6491 1.0000
8.000 0.5743 0.06912 0.06013 -0.0042 0.6300 1.0000
8.250 0.5788 0.06940 0.06054 -0.0013 0.6096 1.0000
8.500 0.6231 0.06773 0.05915 -0.0013 0.5903 1.0000
8.750 0.6271 0.06789 0.05945 0.0020 0.5696 1.0000
9.000 0.6734 0.06514 0.05708 0.0029 0.5490 1.0000
9.250 0.6904 0.06400 0.05615 0.0060 0.5273 1.0000
9.500 0.8950 0.04416 0.03749 0.0029 0.4884 1.0000
9.750 0.9687 0.03839 0.03140 0.0044 0.4019 1.0000
10.000 0.9658 0.03897 0.03163 0.0098 0.3542 1.0000
10.250 0.9614 0.03995 0.03225 0.0149 0.3117 1.0000
10.500 0.9584 0.04113 0.03307 0.0195 0.2727 1.0000
11.000 0.9532 0.04386 0.03537 0.0280 0.2121 1.0000
11.250 0.9598 0.04548 0.03682 0.0310 0.1854 1.0000
11.500 0.9717 0.04719 0.03831 0.0332 0.1620 1.0000
11.750 0.9852 0.04948 0.04079 0.0353 0.1452 1.0000
12.000 0.9926 0.05160 0.04299 0.0378 0.1325 1.0000
12.250 1.0027 0.05397 0.04539 0.0396 0.1212 1.0000
12.500 0.9974 0.05660 0.04842 0.0428 0.1168 1.0000
12.750 1.0164 0.06030 0.05218 0.0432 0.1087 1.0000
13.000 0.9970 0.06296 0.05523 0.0467 0.1070 1.0000
13.250 0.9791 0.06620 0.05882 0.0493 0.1054 1.0000
13.500 0.9601 0.06982 0.06275 0.0513 0.1040 1.0000
13.750 0.9393 0.07378 0.06698 0.0526 0.1028 1.0000
14.000 0.9138 0.07838 0.07185 0.0532 0.1029 1.0000
14.250 0.8841 0.08406 0.07778 0.0529 0.1051 1.0000
14.500 0.8554 0.09022 0.08411 0.0516 0.1066 1.0000
14.750 0.8298 0.09693 0.09095 0.0495 0.1081 1.0000
15.000 0.8069 0.10412 0.09823 0.0467 0.1092 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 541 AIRFOIL (e541-il)