EPPLER 376 AIRFOIL (e376-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 376 AIRFOIL (e376-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 38.95 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e376-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-e376-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.2321 0.10939 0.10322 -0.0136 1.0000 0.0251
-8.000 -0.2243 0.10725 0.10118 -0.0146 1.0000 0.0258
-7.750 -0.2165 0.10524 0.09926 -0.0156 1.0000 0.0267
-7.500 -0.2072 0.10327 0.09738 -0.0171 1.0000 0.0274
-7.250 -0.1974 0.10157 0.09574 -0.0187 1.0000 0.0280
-7.000 -0.1876 0.10027 0.09456 -0.0206 1.0000 0.0284
-6.750 -0.1792 0.09947 0.09389 -0.0223 1.0000 0.0287
-6.500 -0.1764 0.09916 0.09374 -0.0230 1.0000 0.0289
-6.250 -0.1376 0.09815 0.09270 -0.0331 0.9767 0.0292
-6.000 -0.1139 0.09175 0.08634 -0.0366 0.9604 0.0296
-5.750 -0.0916 0.08589 0.08046 -0.0396 0.9443 0.0308
-5.500 -0.0605 0.08200 0.07653 -0.0453 0.9271 0.0322
-5.250 -0.0291 0.07874 0.07319 -0.0509 0.9083 0.0338
-5.000 0.0018 0.07590 0.07028 -0.0562 0.8902 0.0355
-4.750 0.0340 0.07360 0.06788 -0.0615 0.8730 0.0373
-4.500 0.0749 0.07286 0.06692 -0.0688 0.8563 0.0386
-4.250 0.1134 0.07192 0.06584 -0.0753 0.8403 0.0393
-4.000 0.1186 0.06641 0.06035 -0.0733 0.8275 0.0407
-3.750 0.1393 0.06351 0.05738 -0.0750 0.8144 0.0430
-3.500 0.1664 0.06130 0.05507 -0.0780 0.8018 0.0455
-3.250 0.1974 0.05948 0.05311 -0.0816 0.7897 0.0480
-3.000 0.2417 0.05917 0.05258 -0.0878 0.7780 0.0501
-2.750 0.2769 0.05755 0.05081 -0.0918 0.7680 0.0508
-2.500 0.2914 0.05339 0.04665 -0.0917 0.7582 0.0525
-2.250 0.3185 0.05110 0.04422 -0.0939 0.7484 0.0554
-2.000 0.3523 0.04943 0.04239 -0.0971 0.7397 0.0593
-1.750 0.4013 0.04996 0.04261 -0.1024 0.7300 0.0622
-1.500 0.4215 0.04631 0.03897 -0.1034 0.7216 0.0640
-1.250 0.4500 0.04421 0.03674 -0.1051 0.7143 0.0680
-1.000 0.4926 0.04434 0.03661 -0.1088 0.7050 0.0739
-0.750 0.5163 0.04141 0.03360 -0.1098 0.6984 0.0786
-0.500 0.5558 0.04140 0.03337 -0.1126 0.6897 0.0864
-0.250 0.5811 0.03893 0.03084 -0.1137 0.6832 0.0927
0.250 0.6458 0.03679 0.02839 -0.1169 0.6688 0.1061
0.500 0.6787 0.03599 0.02742 -0.1185 0.6613 0.1136
0.750 0.7127 0.03581 0.02698 -0.1195 0.6550 0.1242
1.000 0.7400 0.03419 0.02532 -0.1206 0.6477 0.1327
1.250 0.7712 0.03331 0.02424 -0.1212 0.6425 0.1419
1.500 0.8016 0.03297 0.02377 -0.1222 0.6347 0.1515
1.750 0.8310 0.03211 0.02273 -0.1225 0.6293 0.1666
2.000 0.8576 0.03136 0.02195 -0.1233 0.6221 0.2194
2.250 0.8969 0.03136 0.02143 -0.1228 0.6165 0.0704
2.500 0.9273 0.03103 0.02089 -0.1233 0.6100 0.0663
2.750 0.9585 0.03072 0.02027 -0.1235 0.6038 0.0642
3.000 0.9886 0.03039 0.01964 -0.1235 0.5984 0.0654
3.250 1.0171 0.03031 0.01933 -0.1236 0.5913 0.0707
3.500 1.0450 0.03010 0.01889 -0.1231 0.5866 0.0910
3.750 1.0702 0.03030 0.01898 -0.1230 0.5791 0.1130
4.000 1.0960 0.03016 0.01872 -0.1223 0.5738 0.1384
4.250 1.1196 0.03048 0.01899 -0.1219 0.5671 0.1567
4.500 1.1440 0.03074 0.01917 -0.1214 0.5611 0.1763
4.750 1.1681 0.03110 0.01950 -0.1210 0.5551 0.1970
5.000 1.1914 0.03164 0.02010 -0.1206 0.5481 0.2243
5.250 1.2169 0.03181 0.02031 -0.1201 0.5428 0.2662
5.500 1.2385 0.03221 0.02148 -0.1199 0.5345 1.0000
5.750 1.2643 0.03249 0.02159 -0.1189 0.5295 1.0000
6.000 1.2837 0.03369 0.02289 -0.1185 0.5202 1.0000
6.250 1.3077 0.03413 0.02333 -0.1176 0.5138 1.0000
6.750 1.3489 0.03584 0.02527 -0.1161 0.4963 1.0000
7.000 1.3732 0.03607 0.02571 -0.1150 0.4887 1.0000
7.250 1.3910 0.03714 0.02700 -0.1142 0.4783 1.0000
7.500 1.4122 0.03766 0.02769 -0.1131 0.4691 1.0000
7.750 1.4368 0.03762 0.02779 -0.1118 0.4601 1.0000
8.000 1.4543 0.03841 0.02883 -0.1107 0.4481 1.0000
8.250 1.4726 0.03897 0.02964 -0.1093 0.4358 1.0000
8.500 1.4920 0.03934 0.03040 -0.1080 0.4229 1.0000
8.750 1.5107 0.03959 0.03093 -0.1064 0.4090 1.0000
9.000 1.5289 0.03976 0.03137 -0.1047 0.3938 1.0000
9.250 1.5474 0.03973 0.03159 -0.1028 0.3772 1.0000
9.500 1.5588 0.04045 0.03259 -0.1009 0.3580 1.0000
9.750 1.5690 0.04116 0.03355 -0.0988 0.3369 1.0000
10.000 1.5747 0.04230 0.03489 -0.0966 0.3140 1.0000
10.250 1.5780 0.04352 0.03634 -0.0942 0.2903 1.0000
10.500 1.5739 0.04543 0.03832 -0.0916 0.2672 1.0000
10.750 1.5671 0.04797 0.04087 -0.0896 0.2454 1.0000
11.000 1.5591 0.05091 0.04374 -0.0882 0.2240 1.0000
11.250 1.5483 0.05468 0.04750 -0.0874 0.2037 1.0000
11.500 1.5367 0.05876 0.05150 -0.0870 0.1848 1.0000
11.750 1.5241 0.06327 0.05594 -0.0870 0.1668 1.0000
12.000 1.5108 0.06812 0.06079 -0.0874 0.1493 1.0000
12.250 1.4969 0.07323 0.06584 -0.0881 0.1330 1.0000
12.500 1.4824 0.07859 0.07113 -0.0890 0.1178 1.0000
12.750 1.4677 0.08418 0.07664 -0.0903 0.1033 1.0000
13.000 1.4541 0.08984 0.08227 -0.0917 0.0891 1.0000
13.250 1.4407 0.09573 0.08814 -0.0934 0.0755 1.0000
13.500 1.4280 0.10174 0.09410 -0.0953 0.0635 1.0000
13.750 1.4166 0.10771 0.10006 -0.0973 0.0544 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 376 AIRFOIL (e376-il)