EPPLER 376 AIRFOIL (e376-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 376 AIRFOIL (e376-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 19.35 at α=2.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e376-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e376-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 376 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.2833 0.13294 0.12644 -0.0100 1.0000 0.0332
-9.500 -0.2772 0.13273 0.12632 -0.0117 1.0000 0.0333
-9.250 -0.2721 0.13313 0.12682 -0.0136 1.0000 0.0334
-8.750 -0.2483 0.11991 0.11370 -0.0142 1.0000 0.0342
-8.500 -0.2378 0.11436 0.10818 -0.0145 1.0000 0.0350
-8.250 -0.2294 0.11092 0.10482 -0.0151 1.0000 0.0359
-8.000 -0.2218 0.10824 0.10222 -0.0158 1.0000 0.0368
-7.750 -0.2138 0.10585 0.09993 -0.0167 1.0000 0.0376
-7.500 -0.2053 0.10351 0.09768 -0.0178 1.0000 0.0386
-7.250 -0.1968 0.10139 0.09567 -0.0189 1.0000 0.0395
-7.000 -0.1893 0.09940 0.09380 -0.0199 1.0000 0.0405
-6.750 -0.1844 0.09779 0.09233 -0.0204 1.0000 0.0414
-6.500 -0.1855 0.09679 0.09150 -0.0198 1.0000 0.0421
-6.250 -0.1975 0.09679 0.09161 -0.0172 1.0000 0.0424
-6.000 -0.2143 0.09723 0.09220 -0.0140 1.0000 0.0425
-5.750 -0.2260 0.09727 0.09235 -0.0122 1.0000 0.0428
-5.500 -0.2321 0.09697 0.09213 -0.0114 1.0000 0.0433
-5.250 -0.2337 0.09650 0.09173 -0.0116 1.0000 0.0438
-5.000 -0.1729 0.09623 0.09134 -0.0270 0.9876 0.0453
-4.750 -0.1182 0.09386 0.08887 -0.0396 0.9750 0.0459
-4.500 -0.1055 0.08592 0.08097 -0.0399 0.9673 0.0473
-4.250 -0.0732 0.08164 0.07666 -0.0456 0.9563 0.0500
-4.000 -0.0358 0.07865 0.07360 -0.0527 0.9450 0.0536
-3.750 0.0247 0.07797 0.07275 -0.0650 0.9333 0.0575
-3.500 0.0702 0.07448 0.06915 -0.0733 0.9233 0.0590
-3.250 0.0955 0.06992 0.06458 -0.0764 0.9141 0.0619
-3.000 0.1302 0.06749 0.06207 -0.0817 0.9038 0.0659
-2.500 0.2291 0.06252 0.05687 -0.0976 0.8857 0.0733
-2.250 0.2581 0.06044 0.05473 -0.1010 0.8758 0.0781
-2.000 0.3232 0.05945 0.05347 -0.1110 0.8679 0.0840
-1.750 0.3431 0.05642 0.05043 -0.1123 0.8583 0.0883
-1.500 0.3957 0.05744 0.05117 -0.1191 0.8484 0.0957
-1.250 0.4237 0.05304 0.04681 -0.1216 0.8419 0.1020
-1.000 0.4564 0.05300 0.04663 -0.1249 0.8317 0.1096
-0.750 0.4987 0.05238 0.04580 -0.1291 0.8239 0.1213
-0.500 0.5207 0.05015 0.04356 -0.1304 0.8157 0.1305
-0.250 0.5496 0.04926 0.04258 -0.1325 0.8076 0.1393
0.000 0.5864 0.04819 0.04138 -0.1355 0.8002 0.1532
0.250 0.6091 0.04797 0.04107 -0.1367 0.7917 0.1662
0.500 0.6487 0.04683 0.03976 -0.1396 0.7851 0.1888
0.750 0.6676 0.04750 0.04032 -0.1402 0.7764 0.2111
1.000 0.7030 0.04546 0.03821 -0.1425 0.7705 0.2562
1.500 0.7458 0.04319 0.03584 -0.1440 0.7565 0.4136
1.750 0.7584 0.04360 0.03621 -0.1440 0.7486 0.4535
2.000 0.8018 0.04277 0.03509 -0.1465 0.7422 0.5020
2.250 0.8163 0.04415 0.03633 -0.1468 0.7343 0.5131
2.500 0.8588 0.04439 0.03629 -0.1490 0.7280 0.5147
2.750 0.8697 0.04641 0.03821 -0.1489 0.7200 0.5049
3.000 0.9081 0.04774 0.03926 -0.1499 0.7136 0.4450
3.250 0.9098 0.05053 0.04200 -0.1488 0.7060 0.4089
3.500 0.9455 0.05186 0.04311 -0.1491 0.6995 0.3413
3.750 0.9409 0.05471 0.04591 -0.1473 0.6927 0.3231
4.000 0.9695 0.05625 0.04729 -0.1471 0.6861 0.2659
4.250 0.9722 0.05875 0.04971 -0.1458 0.6797 0.2451
4.500 0.9918 0.06033 0.05112 -0.1454 0.6729 0.2275
4.750 1.0054 0.06208 0.05274 -0.1449 0.6661 0.2402
5.000 1.0189 0.06392 0.05445 -0.1443 0.6594 0.2387
5.250 1.0350 0.06537 0.05584 -0.1440 0.6518 0.2675
5.500 1.0493 0.06722 0.05760 -0.1435 0.6445 0.2756
5.750 1.0571 0.06944 0.05981 -0.1427 0.6365 0.2885
6.000 1.0932 0.06995 0.06032 -0.1430 0.6264 0.3346
6.250 1.0776 0.07386 0.06429 -0.1418 0.6203 0.3365
6.500 1.0979 0.07497 0.06597 -0.1413 0.6103 1.0000
6.750 1.1307 0.07611 0.06702 -0.1405 0.5986 1.0000
7.000 1.1068 0.08073 0.07172 -0.1395 0.5924 1.0000
7.250 1.1234 0.08283 0.07371 -0.1386 0.5806 1.0000
7.500 1.1424 0.08475 0.07555 -0.1376 0.5681 1.0000
7.750 1.1597 0.08666 0.07740 -0.1365 0.5547 1.0000
8.000 1.1772 0.08852 0.07927 -0.1354 0.5411 1.0000
8.250 1.1902 0.09058 0.08137 -0.1343 0.5270 1.0000
8.500 1.2015 0.09278 0.08363 -0.1331 0.5128 1.0000
8.750 1.2086 0.09526 0.08619 -0.1320 0.4981 1.0000
9.000 1.2173 0.09772 0.08886 -0.1309 0.4837 1.0000
9.250 1.2218 0.10043 0.09166 -0.1298 0.4686 1.0000
9.500 1.2280 0.10313 0.09446 -0.1289 0.4539 1.0000
9.750 1.2334 0.10583 0.09727 -0.1279 0.4384 1.0000
10.000 1.2400 0.10852 0.10009 -0.1270 0.4234 1.0000
10.250 1.2499 0.11065 0.10235 -0.1258 0.4070 1.0000
10.500 1.2660 0.11198 0.10385 -0.1241 0.3906 1.0000
10.750 1.2995 0.11031 0.10244 -0.1206 0.3716 1.0000
11.000 1.2980 0.11397 0.10621 -0.1202 0.3568 1.0000
11.250 1.2968 0.11762 0.11012 -0.1199 0.3415 1.0000
11.500 1.2981 0.12104 0.11368 -0.1194 0.3267 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 376 AIRFOIL (e376-il)