EPPLER 329 AIRFOIL (e329-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 329 AIRFOIL (e329-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 17.35 at α=0.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e329-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e329-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 329 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 -0.3432 0.11385 0.10739 -0.0239 1.0000 0.2128
-9.250 -0.3231 0.10931 0.10287 -0.0224 1.0000 0.2229
-9.000 -0.3563 0.10896 0.10273 -0.0248 1.0000 0.2303
-8.750 -0.3383 0.10475 0.09855 -0.0230 1.0000 0.2458
-8.500 -0.3272 0.10117 0.09504 -0.0216 1.0000 0.2609
-8.250 -0.3224 0.09814 0.09211 -0.0204 1.0000 0.2765
-8.000 -0.3236 0.09562 0.08970 -0.0192 1.0000 0.2937
-7.750 -0.3346 0.09365 0.08789 -0.0177 1.0000 0.3118
-7.500 -0.3084 0.08986 0.08414 -0.0148 1.0000 0.3398
-7.250 -0.3004 0.08726 0.08164 -0.0120 1.0000 0.3706
-7.000 -0.2955 0.08516 0.07966 -0.0085 1.0000 0.4075
-6.750 -0.3078 0.08424 0.07892 -0.0040 1.0000 0.4441
-6.500 -0.2521 0.08067 0.07531 0.0003 1.0000 0.5242
-6.250 -0.2009 0.07760 0.07223 0.0040 1.0000 0.6225
-5.250 -0.1438 0.06742 0.06258 0.0076 1.0000 0.7264
-5.000 -0.1944 0.06959 0.06507 0.0164 1.0000 0.7208
-4.750 -0.2369 0.07127 0.06697 0.0227 1.0000 0.7097
-4.500 -0.3191 0.06733 0.06318 0.0134 0.9711 0.5803
-4.250 -0.3886 0.06112 0.05700 0.0025 0.9411 0.5112
-4.000 -0.3194 0.04856 0.04127 -0.0347 0.9209 0.1603
-3.750 -0.2763 0.04600 0.03763 -0.0362 0.9068 0.1311
-3.500 -0.2386 0.04270 0.03414 -0.0382 0.8936 0.1250
-3.250 -0.1951 0.04116 0.03164 -0.0394 0.8808 0.1153
-3.000 -0.1363 0.03777 0.02796 -0.0437 0.8715 0.1127
-2.750 0.2427 0.02627 0.01877 -0.0869 0.8902 1.0000
-2.500 0.2877 0.02586 0.01779 -0.0903 0.8723 1.0000
-2.250 0.3232 0.02569 0.01720 -0.0920 0.8546 1.0000
-2.000 0.3491 0.02582 0.01702 -0.0920 0.8369 1.0000
-1.750 0.3742 0.02600 0.01693 -0.0918 0.8205 1.0000
-1.500 0.3973 0.02626 0.01695 -0.0913 0.8052 1.0000
-1.250 0.4162 0.02671 0.01722 -0.0902 0.7904 1.0000
-1.000 0.4337 0.02725 0.01760 -0.0890 0.7766 1.0000
-0.750 0.4513 0.02780 0.01800 -0.0877 0.7636 1.0000
-0.500 0.4716 0.02824 0.01826 -0.0867 0.7526 1.0000
-0.250 0.4888 0.02882 0.01873 -0.0853 0.7410 1.0000
0.000 0.5013 0.02971 0.01955 -0.0836 0.7297 1.0000
0.250 0.5227 0.03013 0.01981 -0.0825 0.7207 1.0000
0.500 0.5323 0.03122 0.02087 -0.0805 0.7100 1.0000
0.750 0.5463 0.03209 0.02168 -0.0789 0.7010 1.0000
1.000 0.5603 0.03295 0.02247 -0.0772 0.6918 1.0000
1.250 0.5668 0.03429 0.02379 -0.0750 0.6831 1.0000
1.500 0.5814 0.03515 0.02459 -0.0733 0.6750 1.0000
1.750 0.5813 0.03685 0.02630 -0.0704 0.6667 1.0000
2.000 0.5918 0.03796 0.02737 -0.0684 0.6590 1.0000
2.250 0.5895 0.03976 0.02917 -0.0652 0.6518 1.0000
2.500 0.5802 0.04181 0.03123 -0.0614 0.6443 1.0000
2.750 0.5999 0.04255 0.03192 -0.0601 0.6381 1.0000
3.000 0.5421 0.04653 0.03595 -0.0517 0.6314 1.0000
3.250 0.5516 0.04772 0.03710 -0.0496 0.6254 1.0000
3.500 0.5243 0.05018 0.03954 -0.0438 0.6207 1.0000
3.750 0.4607 0.05335 0.04268 -0.0345 0.6185 1.0000
4.000 0.4337 0.05571 0.04499 -0.0297 0.6165 1.0000
4.250 0.4220 0.05784 0.04708 -0.0268 0.6143 1.0000
4.500 0.4194 0.05993 0.04912 -0.0251 0.6122 1.0000
4.750 0.4094 0.06250 0.05167 -0.0235 0.6144 1.0000
5.000 0.4064 0.06506 0.05420 -0.0227 0.6173 1.0000
5.250 0.4148 0.06780 0.05694 -0.0232 0.6242 1.0000
5.500 0.3005 0.07332 0.06259 -0.0206 0.7492 1.0000
5.750 0.3362 0.07674 0.06596 -0.0232 0.7383 1.0000
6.000 0.3404 0.07763 0.06684 -0.0218 0.7244 1.0000
6.250 0.3480 0.07918 0.06836 -0.0210 0.7120 1.0000
6.500 0.3663 0.08161 0.07078 -0.0215 0.7018 1.0000
6.750 0.3950 0.08454 0.07372 -0.0231 0.6895 1.0000
7.000 0.3964 0.08564 0.07481 -0.0217 0.6763 1.0000
7.250 0.4056 0.08762 0.07680 -0.0214 0.6650 1.0000
7.500 0.4399 0.09146 0.08065 -0.0236 0.6553 1.0000
7.750 0.4424 0.09256 0.08177 -0.0224 0.6418 1.0000
8.000 0.4463 0.09432 0.08354 -0.0217 0.6300 1.0000
8.250 0.4655 0.09729 0.08654 -0.0225 0.6203 1.0000
8.500 0.4844 0.09983 0.08914 -0.0231 0.6082 1.0000
8.750 0.4842 0.10142 0.09075 -0.0222 0.5963 1.0000
9.000 0.4990 0.10430 0.09367 -0.0227 0.5868 1.0000
9.250 0.5232 0.10748 0.09690 -0.0237 0.5751 1.0000
9.500 0.5189 0.10890 0.09835 -0.0228 0.5634 1.0000
9.750 0.5324 0.11190 0.10140 -0.0233 0.5543 1.0000
10.000 0.5563 0.11524 0.10485 -0.0242 0.5426 1.0000
10.250 0.5498 0.11669 0.10633 -0.0235 0.5315 1.0000
10.500 0.5679 0.12028 0.10998 -0.0244 0.5233 1.0000
10.750 0.5829 0.12299 0.11277 -0.0248 0.5108 1.0000
11.000 0.5779 0.12484 0.11466 -0.0246 0.5009 1.0000
11.250 0.6077 0.12963 0.11957 -0.0260 0.4926 1.0000
11.500 0.6054 0.13094 0.12093 -0.0257 0.4798 1.0000
11.750 0.6057 0.13351 0.12354 -0.0260 0.4716 1.0000
12.000 0.6378 0.13841 0.12858 -0.0272 0.4616 1.0000
12.250 0.6245 0.13919 0.12937 -0.0271 0.4507 1.0000
12.500 0.6407 0.14331 0.13358 -0.0280 0.4437 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 329 AIRFOIL (e329-il)