EPPLER 793 AIRFOIL (e793-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 793 AIRFOIL (e793-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 9.29 at α=2.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e793-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e793-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 793 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.2452 0.11632 0.10950 -0.0306 1.0000 0.2683
-9.250 -0.2626 0.11574 0.10906 -0.0302 1.0000 0.2749
-9.000 -0.2708 0.11347 0.10692 -0.0296 1.0000 0.2769
-8.750 -0.2562 0.10926 0.10275 -0.0285 1.0000 0.2798
-8.500 -0.2545 0.10665 0.10022 -0.0273 1.0000 0.2828
-8.250 -0.2608 0.10468 0.09837 -0.0258 1.0000 0.2869
-8.000 -0.2781 0.10348 0.09732 -0.0239 1.0000 0.2901
-7.750 -0.2838 0.10096 0.09490 -0.0221 1.0000 0.2875
-7.500 -0.5213 0.07333 0.06763 -0.0460 1.0000 0.1339
-7.250 -0.5330 0.06944 0.06371 -0.0459 1.0000 0.1329
-7.000 -0.5435 0.06505 0.05925 -0.0467 1.0000 0.1319
-6.750 -0.5516 0.05977 0.05376 -0.0489 1.0000 0.1307
-6.500 -0.5524 0.05400 0.04757 -0.0521 1.0000 0.1304
-6.250 -0.5433 0.04897 0.04199 -0.0550 1.0000 0.1311
-6.000 -0.5273 0.04459 0.03693 -0.0575 1.0000 0.1327
-5.750 -0.5103 0.04192 0.03401 -0.0581 1.0000 0.1360
-5.500 -0.4938 0.04052 0.03257 -0.0578 1.0000 0.1421
-5.250 -0.4735 0.03834 0.02996 -0.0588 1.0000 0.1504
-5.000 -0.4552 0.03713 0.02868 -0.0586 1.0000 0.1613
-4.750 -0.4063 0.03597 0.02759 -0.0634 0.9885 0.1897
-4.500 -0.3611 0.03577 0.02763 -0.0673 0.9761 0.2389
-4.250 -0.3218 0.03690 0.02915 -0.0692 0.9626 0.2974
-4.000 -0.2861 0.03802 0.03045 -0.0700 0.9492 0.3477
-3.750 -0.2538 0.03895 0.03150 -0.0699 0.9361 0.3876
-3.500 -0.2212 0.03961 0.03216 -0.0701 0.9231 0.4233
-3.250 -0.1866 0.04011 0.03262 -0.0706 0.9110 0.4560
-3.000 -0.1527 0.04027 0.03267 -0.0715 0.8989 0.4863
-2.750 -0.1285 0.04048 0.03285 -0.0706 0.8858 0.5097
-2.500 -0.0970 0.04042 0.03261 -0.0719 0.8739 0.5364
-2.250 -0.0600 0.04051 0.03266 -0.0725 0.8635 0.5598
-2.000 -0.0382 0.04055 0.03261 -0.0719 0.8506 0.5796
-1.750 -0.0142 0.04063 0.03260 -0.0718 0.8390 0.5999
-1.500 0.0270 0.04044 0.03226 -0.0740 0.8292 0.6243
-1.250 0.0461 0.04060 0.03236 -0.0731 0.8170 0.6421
-1.000 0.0667 0.04082 0.03253 -0.0724 0.8059 0.6606
-0.750 0.1046 0.04066 0.03229 -0.0734 0.7969 0.6829
-0.500 0.1157 0.04114 0.03272 -0.0718 0.7848 0.7004
-0.250 0.1433 0.04130 0.03281 -0.0720 0.7755 0.7226
0.000 0.1675 0.04150 0.03296 -0.0717 0.7652 0.7450
0.250 0.1798 0.04205 0.03350 -0.0700 0.7548 0.7655
0.500 0.2125 0.04197 0.03336 -0.0702 0.7465 0.7946
0.750 0.2129 0.04283 0.03427 -0.0673 0.7360 0.8172
1.000 0.2451 0.04248 0.03391 -0.0666 0.7287 0.8543
1.250 0.2396 0.04356 0.03509 -0.0635 0.7182 0.8897
1.500 0.3042 0.04356 0.03514 -0.0703 0.7085 1.0000
1.750 0.3405 0.04476 0.03611 -0.0763 0.6977 1.0000
2.000 0.3724 0.04628 0.03741 -0.0809 0.6880 1.0000
2.250 0.4166 0.04710 0.03799 -0.0849 0.6792 1.0000
2.500 0.4246 0.04930 0.04004 -0.0854 0.6696 1.0000
2.750 0.4649 0.05006 0.04063 -0.0878 0.6618 1.0000
3.000 0.4631 0.05268 0.04315 -0.0871 0.6530 1.0000
3.250 0.4964 0.05370 0.04404 -0.0884 0.6452 1.0000
3.500 0.4966 0.05635 0.04662 -0.0878 0.6378 1.0000
3.750 0.5115 0.05827 0.04847 -0.0879 0.6304 1.0000
4.000 0.5333 0.05998 0.05010 -0.0884 0.6234 1.0000
4.250 0.5262 0.06310 0.05319 -0.0876 0.6178 1.0000
4.500 0.5605 0.06425 0.05427 -0.0886 0.6106 1.0000
4.750 0.5561 0.06738 0.05737 -0.0880 0.6055 1.0000
5.000 0.5522 0.07060 0.06059 -0.0878 0.6027 1.0000
5.250 0.5541 0.07363 0.06361 -0.0879 0.6007 1.0000
5.500 0.5569 0.07670 0.06668 -0.0882 0.5999 1.0000
5.750 0.5582 0.08030 0.07028 -0.0888 0.6045 1.0000
6.000 0.5785 0.08369 0.07367 -0.0906 0.6094 1.0000
6.250 0.4835 0.09143 0.08160 -0.0911 0.6991 1.0000
6.500 0.5121 0.09501 0.08515 -0.0930 0.6931 1.0000
6.750 0.5169 0.09643 0.08658 -0.0922 0.6804 1.0000
7.000 0.5260 0.09882 0.08896 -0.0922 0.6715 1.0000
7.250 0.5558 0.10200 0.09213 -0.0938 0.6612 1.0000
7.500 0.5531 0.10363 0.09379 -0.0928 0.6508 1.0000
7.750 0.5938 0.10806 0.09822 -0.0953 0.6430 1.0000
8.000 0.5855 0.10889 0.09907 -0.0938 0.6302 1.0000
8.250 0.5990 0.11192 0.10211 -0.0943 0.6229 1.0000
8.500 0.6179 0.11456 0.10478 -0.0949 0.6113 1.0000
8.750 0.6188 0.11668 0.10693 -0.0945 0.6008 1.0000
9.000 0.6560 0.12106 0.11134 -0.0964 0.5926 1.0000
9.250 0.6456 0.12215 0.11247 -0.0954 0.5808 1.0000
9.500 0.6684 0.12605 0.11641 -0.0965 0.5738 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 793 AIRFOIL (e793-il)