EPPLER 668 AIRFOIL (e668-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 668 AIRFOIL (e668-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 51.6 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e668-il-100000.txt Download as CSV file: xf-e668-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 668 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.000 -0.5467 0.10185 0.09817 -0.0219 1.0000 0.1122
-6.750 -0.5820 0.09678 0.09307 -0.0285 1.0000 0.1135
-6.500 -0.6050 0.09121 0.08732 -0.0328 1.0000 0.1147
-6.250 -0.5802 0.08994 0.08631 -0.0241 1.0000 0.1183
-6.000 -0.5812 0.08692 0.08328 -0.0236 1.0000 0.1217
-5.750 -0.5974 0.08012 0.07616 -0.0314 1.0000 0.1304
-5.500 -0.5885 0.07749 0.07367 -0.0281 1.0000 0.1330
-5.250 -0.5818 0.07457 0.07072 -0.0277 1.0000 0.1380
-5.000 -0.5761 0.06979 0.06575 -0.0304 1.0000 0.1483
-4.750 -0.5319 0.04788 0.04175 -0.0418 1.0000 0.0593
-4.500 -0.5025 0.04201 0.03467 -0.0429 1.0000 0.0517
-4.250 -0.4784 0.03903 0.03122 -0.0430 1.0000 0.0513
-4.000 -0.4537 0.03686 0.02853 -0.0431 1.0000 0.0528
-3.750 -0.4325 0.03548 0.02719 -0.0431 1.0000 0.0569
-3.500 -0.4074 0.03397 0.02527 -0.0427 1.0000 0.0602
-3.250 -0.3835 0.03261 0.02375 -0.0424 1.0000 0.0650
-3.000 -0.3602 0.03207 0.02299 -0.0420 1.0000 0.0733
-2.750 -0.3369 0.03123 0.02222 -0.0418 1.0000 0.0847
-2.500 -0.3130 0.03057 0.02160 -0.0417 1.0000 0.1009
-2.250 -0.2885 0.03002 0.02123 -0.0418 1.0000 0.1283
-2.000 -0.2621 0.02936 0.02103 -0.0425 1.0000 0.1909
-1.750 -0.2315 0.02820 0.02166 -0.0442 0.9992 0.4810
-1.500 -0.2193 0.02905 0.02360 -0.0390 0.9945 0.7588
-1.250 -0.2065 0.03001 0.02451 -0.0352 0.9878 0.8394
-1.000 -0.1389 0.03170 0.02593 -0.0372 0.9234 0.9318
-0.750 -0.0220 0.03296 0.02675 -0.0524 0.9002 0.9970
-0.500 -0.0066 0.03304 0.02665 -0.0516 0.8900 1.0000
-0.250 0.0412 0.03389 0.02724 -0.0558 0.8818 1.0000
0.000 0.0474 0.03372 0.02695 -0.0533 0.8707 1.0000
0.250 0.0779 0.03417 0.02723 -0.0547 0.8607 1.0000
0.500 0.1144 0.03468 0.02758 -0.0569 0.8524 1.0000
0.750 0.1370 0.03506 0.02784 -0.0570 0.8419 1.0000
1.000 0.1840 0.03569 0.02830 -0.0607 0.8353 1.0000
1.250 0.2016 0.03599 0.02853 -0.0601 0.8238 1.0000
1.500 0.2357 0.03650 0.02894 -0.0617 0.8154 1.0000
1.750 0.2668 0.03691 0.02926 -0.0630 0.8067 1.0000
2.000 0.2924 0.03736 0.02965 -0.0634 0.7966 1.0000
2.250 0.3324 0.03772 0.02993 -0.0657 0.7899 1.0000
2.500 0.3534 0.03818 0.03035 -0.0655 0.7790 1.0000
2.750 0.3971 0.03842 0.03054 -0.0681 0.7736 1.0000
3.000 0.4159 0.03887 0.03098 -0.0676 0.7621 1.0000
3.250 0.4627 0.03892 0.03100 -0.0704 0.7577 1.0000
3.500 0.4801 0.03937 0.03145 -0.0697 0.7458 1.0000
3.750 0.5063 0.03970 0.03177 -0.0700 0.7362 1.0000
4.000 0.5466 0.03957 0.03167 -0.0718 0.7301 1.0000
4.250 0.5685 0.03994 0.03205 -0.0715 0.7191 1.0000
4.500 0.6139 0.03950 0.03163 -0.0737 0.7147 1.0000
4.750 0.6343 0.03983 0.03200 -0.0731 0.7028 1.0000
5.000 0.6826 0.03904 0.03128 -0.0754 0.6994 1.0000
5.250 0.7021 0.03931 0.03160 -0.0746 0.6870 1.0000
5.500 0.7521 0.03816 0.03055 -0.0768 0.6841 1.0000
5.750 0.7721 0.03830 0.03075 -0.0759 0.6713 1.0000
6.000 0.7957 0.03828 0.03081 -0.0753 0.6596 1.0000
6.250 0.8454 0.03664 0.02930 -0.0770 0.6560 1.0000
6.500 0.8697 0.03641 0.02916 -0.0763 0.6440 1.0000
6.750 0.9211 0.03423 0.02714 -0.0778 0.6409 1.0000
7.000 0.9758 0.03164 0.02470 -0.0794 0.6386 1.0000
7.250 1.0043 0.03077 0.02398 -0.0787 0.6261 1.0000
7.750 1.0925 0.02713 0.02062 -0.0801 0.6038 1.0000
8.000 1.1363 0.02555 0.01917 -0.0809 0.5864 1.0000
8.250 1.1857 0.02402 0.01768 -0.0826 0.5637 1.0000
8.500 1.2113 0.02385 0.01751 -0.0817 0.5355 1.0000
8.750 1.2343 0.02392 0.01752 -0.0805 0.5048 1.0000
9.000 1.2512 0.02435 0.01785 -0.0787 0.4735 1.0000
9.250 1.2628 0.02505 0.01846 -0.0762 0.4422 1.0000
9.500 1.2710 0.02596 0.01925 -0.0735 0.4115 1.0000
9.750 1.2766 0.02703 0.02021 -0.0707 0.3813 1.0000
10.000 1.2806 0.02826 0.02131 -0.0678 0.3518 1.0000
10.250 1.2833 0.02962 0.02253 -0.0649 0.3232 1.0000
10.500 1.2857 0.03110 0.02384 -0.0622 0.2959 1.0000
10.750 1.2860 0.03275 0.02543 -0.0595 0.2690 1.0000
11.000 1.2873 0.03449 0.02706 -0.0570 0.2435 1.0000
11.250 1.2887 0.03632 0.02871 -0.0546 0.2205 1.0000
11.500 1.2899 0.03827 0.03063 -0.0524 0.1979 1.0000
11.750 1.2919 0.04026 0.03250 -0.0504 0.1782 1.0000
12.000 1.2954 0.04232 0.03442 -0.0486 0.1600 1.0000
12.250 1.2989 0.04442 0.03652 -0.0469 0.1437 1.0000
12.500 1.3031 0.04657 0.03866 -0.0454 0.1292 1.0000
12.750 1.3095 0.04873 0.04078 -0.0440 0.1164 1.0000
13.000 1.3182 0.05085 0.04282 -0.0429 0.1048 1.0000
13.250 1.3236 0.05308 0.04515 -0.0417 0.0955 1.0000
13.500 1.3334 0.05541 0.04760 -0.0407 0.0869 1.0000
13.750 1.3483 0.05760 0.04974 -0.0400 0.0790 1.0000
14.000 1.3537 0.06008 0.05244 -0.0389 0.0734 1.0000
14.250 1.3695 0.06262 0.05501 -0.0384 0.0675 1.0000
14.500 1.3703 0.06550 0.05817 -0.0373 0.0635 1.0000
14.750 1.3901 0.06821 0.06080 -0.0372 0.0585 1.0000
15.000 1.3802 0.07183 0.06484 -0.0359 0.0564 1.0000
15.250 1.3762 0.07529 0.06855 -0.0351 0.0538 1.0000
15.500 1.3951 0.07833 0.07146 -0.0352 0.0497 1.0000
15.750 1.3755 0.08277 0.07632 -0.0345 0.0490 1.0000
16.000 1.3563 0.08771 0.08164 -0.0343 0.0482 1.0000
16.250 1.3370 0.09308 0.08735 -0.0349 0.0474 1.0000
16.500 1.3174 0.09890 0.09348 -0.0360 0.0468 1.0000
16.750 1.2964 0.10524 0.10012 -0.0380 0.0464 1.0000
17.000 1.2727 0.11240 0.10755 -0.0408 0.0465 1.0000
17.250 1.2470 0.12040 0.11582 -0.0446 0.0468 1.0000
17.500 1.2199 0.12931 0.12496 -0.0496 0.0474 1.0000
17.750 1.1930 0.13889 0.13473 -0.0554 0.0483 1.0000
18.000 1.1681 0.14884 0.14481 -0.0617 0.0490 1.0000
18.250 1.1462 0.15893 0.15498 -0.0681 0.0497 1.0000
18.500 1.0444 0.20469 0.20058 -0.0943 0.0697 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 668 AIRFOIL (e668-il)