EPPLER 377 AIRFOIL (e377-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 377 AIRFOIL (e377-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 104.73 at α=5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e377-il-100000.txt Download as CSV file: xf-e377-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 377 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.2232 0.11746 0.11301 -0.0177 1.0000 0.0272
-8.250 -0.2185 0.11707 0.11272 -0.0191 1.0000 0.0273
-8.000 -0.2125 0.11650 0.11225 -0.0209 1.0000 0.0273
-7.500 -0.1938 0.10607 0.10196 -0.0207 1.0000 0.0279
-7.250 -0.1855 0.10111 0.09707 -0.0200 1.0000 0.0286
-7.000 -0.1822 0.09879 0.09487 -0.0195 1.0000 0.0292
-6.500 -0.1666 0.09493 0.09121 -0.0235 0.9844 0.0304
-6.250 -0.1285 0.09049 0.08674 -0.0319 0.9711 0.0320
-6.000 -0.0875 0.08621 0.08242 -0.0409 0.9567 0.0338
-5.750 -0.0454 0.08281 0.07895 -0.0503 0.9409 0.0362
-5.500 0.0175 0.08462 0.08060 -0.0678 0.9151 0.0378
-5.250 0.0388 0.07990 0.07585 -0.0705 0.8985 0.0383
-5.000 0.0431 0.07386 0.06980 -0.0668 0.8836 0.0393
-4.750 0.0587 0.07080 0.06669 -0.0675 0.8675 0.0407
-4.500 0.0784 0.06835 0.06414 -0.0695 0.8522 0.0425
-4.250 0.1001 0.06612 0.06183 -0.0720 0.8381 0.0447
-4.000 0.1255 0.06410 0.05972 -0.0753 0.8256 0.0471
-3.750 0.1762 0.06473 0.06016 -0.0854 0.8122 0.0497
-3.500 0.2182 0.06368 0.05897 -0.0928 0.8002 0.0503
-3.250 0.2191 0.05813 0.05347 -0.0891 0.7909 0.0513
-3.000 0.2354 0.05497 0.05024 -0.0889 0.7826 0.0533
-2.750 0.2622 0.05277 0.04797 -0.0915 0.7721 0.0573
-2.500 0.3382 0.05484 0.04966 -0.1049 0.7617 0.0632
-2.250 0.3439 0.04944 0.04431 -0.1026 0.7548 0.0644
-2.000 0.3636 0.04652 0.04140 -0.1030 0.7459 0.0671
-1.750 0.3956 0.04459 0.03931 -0.1057 0.7389 0.0717
-1.500 0.4557 0.04476 0.03920 -0.1140 0.7295 0.0770
-1.250 0.4704 0.04111 0.03555 -0.1133 0.7230 0.0793
-1.000 0.5006 0.03933 0.03370 -0.1152 0.7149 0.0846
-0.750 0.5056 0.01954 0.01422 -0.1086 0.6936 0.0942
-0.500 0.5498 0.01908 0.01353 -0.1131 0.6863 0.1042
-0.250 0.5722 0.01700 0.01139 -0.1134 0.6810 0.1091
0.000 0.6109 0.01631 0.01054 -0.1167 0.6739 0.1184
0.250 0.6471 0.01576 0.00974 -0.1186 0.6687 0.1305
0.500 0.6718 0.01427 0.00830 -0.1197 0.6619 0.1363
0.750 0.7037 0.01349 0.00736 -0.1210 0.6560 0.1491
1.000 0.7353 0.01299 0.00670 -0.1224 0.6505 0.1724
1.250 0.7645 0.01237 0.00601 -0.1233 0.6438 0.1908
1.500 0.7946 0.01159 0.00503 -0.1237 0.6393 0.2152
1.750 0.8238 0.01145 0.00485 -0.1249 0.6318 0.2529
2.000 0.8479 0.01027 0.00361 -0.1248 0.6269 0.3609
2.250 0.8763 0.00960 0.00286 -0.1254 0.6207 0.4178
2.500 0.9256 0.01023 0.00257 -0.1270 0.6151 0.1833
2.750 0.9538 0.00977 0.00183 -0.1265 0.6109 0.1829
3.000 0.9791 0.01011 0.00219 -0.1269 0.6032 0.1881
3.250 1.0057 0.01005 0.00200 -0.1264 0.5982 0.2043
3.500 1.0316 0.01045 0.00234 -0.1265 0.5915 0.2144
3.750 1.0575 0.01057 0.00239 -0.1261 0.5854 0.2283
4.000 1.0821 0.01068 0.00250 -0.1255 0.5801 0.2533
4.250 1.1050 0.01118 0.00307 -0.1252 0.5723 0.2781
4.500 1.1300 0.01083 0.00269 -0.1240 0.5679 0.3141
4.750 1.1509 0.01164 0.00370 -0.1239 0.5589 0.3525
5.000 1.1792 0.01126 0.00388 -0.1235 0.5546 1.0000
5.250 1.2011 0.01231 0.00497 -0.1231 0.5458 1.0000
5.500 1.2269 0.01227 0.00479 -0.1220 0.5402 1.0000
5.750 1.2476 0.01330 0.00592 -0.1216 0.5310 1.0000
6.000 1.2747 0.01304 0.00557 -0.1204 0.5255 1.0000
6.250 1.3504 0.02777 0.01983 -0.1272 0.5270 1.0000
6.500 1.3727 0.02840 0.02064 -0.1265 0.5179 1.0000
6.750 1.4001 0.02813 0.02033 -0.1254 0.5113 1.0000
7.000 1.4217 0.02871 0.02109 -0.1246 0.5009 1.0000
7.250 1.4461 0.02878 0.02124 -0.1236 0.4920 1.0000
7.500 1.4729 0.02840 0.02087 -0.1224 0.4831 1.0000
7.750 1.4954 0.02856 0.02126 -0.1214 0.4715 1.0000
8.000 1.5190 0.02848 0.02132 -0.1202 0.4599 1.0000
8.250 1.5434 0.02817 0.02113 -0.1190 0.4477 1.0000
8.500 1.5677 0.02778 0.02086 -0.1177 0.4342 1.0000
8.750 1.5910 0.02742 0.02062 -0.1163 0.4190 1.0000
9.000 1.6137 0.02703 0.02043 -0.1149 0.4019 1.0000
9.250 1.6362 0.02659 0.02006 -0.1134 0.3827 1.0000
9.500 1.6537 0.02665 0.02035 -0.1116 0.3578 1.0000
9.750 1.6693 0.02685 0.02064 -0.1096 0.3277 1.0000
10.000 1.6791 0.02765 0.02144 -0.1073 0.2876 1.0000
10.250 1.6814 0.02923 0.02279 -0.1046 0.2438 1.0000
10.500 1.6777 0.03144 0.02478 -0.1016 0.2056 1.0000
10.750 1.6692 0.03388 0.02707 -0.0983 0.1779 1.0000
11.000 1.6570 0.03650 0.02966 -0.0952 0.1573 1.0000
11.250 1.6441 0.03968 0.03279 -0.0931 0.1386 1.0000
11.500 1.6313 0.04335 0.03643 -0.0920 0.1231 1.0000
11.750 1.6182 0.04748 0.04053 -0.0914 0.1088 1.0000
12.000 1.6043 0.05202 0.04506 -0.0911 0.0947 1.0000
12.250 1.5883 0.05710 0.05014 -0.0912 0.0797 1.0000
12.500 1.5698 0.06272 0.05571 -0.0914 0.0661 1.0000
12.750 1.5516 0.06844 0.06136 -0.0917 0.0554 1.0000
13.000 1.5357 0.07388 0.06672 -0.0919 0.0478 1.0000
13.250 1.5287 0.07821 0.07116 -0.0914 0.0412 1.0000
13.500 1.5227 0.08212 0.07492 -0.0904 0.0365 1.0000
13.750 1.5227 0.08578 0.07884 -0.0901 0.0332 1.0000
14.000 1.5208 0.08966 0.08283 -0.0902 0.0303 1.0000
14.250 1.5212 0.09307 0.08624 -0.0896 0.0278 1.0000
14.500 1.5298 0.09584 0.08917 -0.0872 0.0263 1.0000
14.750 1.5302 0.10002 0.09364 -0.0871 0.0258 1.0000
15.000 1.5271 0.10485 0.09876 -0.0876 0.0254 1.0000
15.250 1.5205 0.11029 0.10449 -0.0890 0.0252 1.0000
15.500 1.5107 0.11635 0.11082 -0.0911 0.0251 1.0000
15.750 1.4990 0.12285 0.11759 -0.0939 0.0251 1.0000
16.000 1.4856 0.12989 0.12489 -0.0975 0.0252 1.0000
16.250 1.4715 0.13736 0.13259 -0.1017 0.0253 1.0000
16.500 1.4565 0.14531 0.14076 -0.1066 0.0255 1.0000
16.750 1.4414 0.15363 0.14928 -0.1120 0.0257 1.0000
17.000 1.4259 0.16256 0.15839 -0.1180 0.0260 1.0000
17.250 1.4103 0.17208 0.16805 -0.1246 0.0263 1.0000
17.500 1.3959 0.18183 0.17790 -0.1314 0.0266 1.0000
17.750 1.3832 0.19181 0.18800 -0.1383 0.0270 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 377 AIRFOIL (e377-il)