EPPLER 377 AIRFOIL (e377-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 377 AIRFOIL (e377-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 32.75 at α=11.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e377-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e377-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.2670 0.13197 0.12535 -0.0121 1.0000 0.0495
-9.500 -0.2612 0.13179 0.12526 -0.0139 1.0000 0.0497
-9.250 -0.2569 0.13215 0.12572 -0.0157 1.0000 0.0499
-8.750 -0.2327 0.11964 0.11331 -0.0163 1.0000 0.0516
-8.500 -0.2228 0.11554 0.10926 -0.0166 1.0000 0.0532
-8.250 -0.2143 0.11275 0.10654 -0.0174 1.0000 0.0549
-8.000 -0.2064 0.11038 0.10426 -0.0181 1.0000 0.0565
-7.750 -0.1994 0.10829 0.10228 -0.0189 1.0000 0.0581
-7.500 -0.1937 0.10657 0.10067 -0.0195 1.0000 0.0596
-7.250 -0.1892 0.10532 0.09956 -0.0201 1.0000 0.0610
-7.000 -0.1847 0.10473 0.09913 -0.0213 1.0000 0.0619
-6.750 -0.1846 0.10490 0.09949 -0.0219 1.0000 0.0625
-6.500 -0.1969 0.10581 0.10061 -0.0199 1.0000 0.0626
-6.250 -0.2174 0.10679 0.10176 -0.0161 1.0000 0.0627
-6.000 -0.2333 0.10769 0.10279 -0.0138 1.0000 0.0627
-5.750 -0.2418 0.10864 0.10383 -0.0136 1.0000 0.0629
-5.500 -0.2373 0.10987 0.10507 -0.0170 0.9986 0.0631
-5.250 -0.2191 0.10134 0.09658 -0.0178 0.9906 0.0643
-5.000 -0.1910 0.09546 0.09067 -0.0221 0.9811 0.0670
-4.750 -0.1543 0.09166 0.08683 -0.0298 0.9697 0.0706
-4.500 -0.1132 0.08912 0.08422 -0.0393 0.9576 0.0747
-4.250 -0.0513 0.08873 0.08371 -0.0552 0.9444 0.0769
-4.000 -0.0397 0.08232 0.07734 -0.0542 0.9358 0.0791
-3.750 -0.0030 0.07854 0.07350 -0.0604 0.9267 0.0847
-3.500 0.0610 0.07844 0.07320 -0.0752 0.9145 0.0905
-3.250 0.0696 0.07339 0.06819 -0.0737 0.9052 0.0935
-3.000 0.1296 0.07065 0.06530 -0.0848 0.8975 0.1022
-2.750 0.1604 0.06838 0.06298 -0.0897 0.8867 0.1050
-2.500 0.1862 0.06534 0.05991 -0.0923 0.8777 0.1107
-2.250 0.2458 0.06289 0.05727 -0.1025 0.8699 0.1187
-2.000 0.2658 0.06089 0.05524 -0.1039 0.8599 0.1251
-1.750 0.3148 0.05841 0.05263 -0.1110 0.8523 0.1345
-1.500 0.3515 0.05695 0.05107 -0.1157 0.8431 0.1461
-1.250 0.3867 0.05574 0.04974 -0.1199 0.8342 0.1585
-1.000 0.4302 0.05351 0.04737 -0.1248 0.8271 0.1724
-0.750 0.4570 0.05286 0.04663 -0.1273 0.8177 0.1850
-0.500 0.4997 0.05040 0.04406 -0.1313 0.8116 0.2040
-0.250 0.5189 0.05010 0.04370 -0.1324 0.8021 0.2189
0.000 0.5656 0.04910 0.04249 -0.1371 0.7954 0.2513
0.250 0.5823 0.04840 0.04176 -0.1374 0.7869 0.2792
0.500 0.6109 0.04642 0.03975 -0.1387 0.7807 0.3375
0.750 0.6228 0.04541 0.03878 -0.1380 0.7727 0.4079
1.000 0.6542 0.04341 0.03672 -0.1392 0.7669 0.4885
1.250 0.6687 0.04338 0.03667 -0.1391 0.7587 0.5227
1.500 0.7139 0.04248 0.03553 -0.1423 0.7527 0.5570
1.750 0.7332 0.04337 0.03628 -0.1434 0.7445 0.5712
2.000 0.7848 0.04416 0.03669 -0.1479 0.7378 0.5278
2.250 0.8103 0.04718 0.03943 -0.1497 0.7293 0.4114
2.500 0.8520 0.04868 0.04047 -0.1518 0.7229 0.3178
2.750 0.8709 0.05034 0.04183 -0.1520 0.7153 0.2778
3.000 0.9087 0.05050 0.04163 -0.1537 0.7089 0.2875
3.250 0.9153 0.05258 0.04354 -0.1531 0.7017 0.2820
3.500 0.9558 0.05292 0.04352 -0.1545 0.6952 0.2906
3.750 0.9471 0.05571 0.04630 -0.1527 0.6884 0.2971
4.000 0.9933 0.05575 0.04607 -0.1543 0.6813 0.3106
4.250 0.9776 0.05908 0.04941 -0.1521 0.6751 0.3113
4.500 1.0238 0.05904 0.04925 -0.1534 0.6674 0.3415
4.750 1.0050 0.06269 0.05293 -0.1513 0.6612 0.3424
5.000 1.0474 0.06277 0.05303 -0.1521 0.6530 0.3799
5.250 1.0296 0.06655 0.05684 -0.1504 0.6469 0.3815
5.500 1.0651 0.06689 0.05754 -0.1509 0.6380 0.4606
5.750 1.0532 0.07013 0.06115 -0.1496 0.6317 0.5573
6.000 1.0753 0.07196 0.06282 -0.1490 0.6225 1.0000
6.250 1.0736 0.07515 0.06597 -0.1481 0.6152 1.0000
6.500 1.0849 0.07769 0.06839 -0.1474 0.6060 1.0000
6.750 1.1079 0.07937 0.06996 -0.1466 0.5942 1.0000
7.000 1.1053 0.08274 0.07334 -0.1458 0.5859 1.0000
7.250 1.1114 0.08552 0.07612 -0.1450 0.5750 1.0000
7.500 1.1249 0.08783 0.07853 -0.1441 0.5627 1.0000
7.750 1.1389 0.08999 0.08072 -0.1431 0.5490 1.0000
8.000 1.1526 0.09223 0.08301 -0.1422 0.5356 1.0000
8.250 1.1645 0.09449 0.08533 -0.1411 0.5212 1.0000
8.500 1.1763 0.09679 0.08771 -0.1401 0.5071 1.0000
8.750 1.1858 0.09919 0.09020 -0.1390 0.4923 1.0000
9.000 1.1953 0.10164 0.09275 -0.1379 0.4779 1.0000
9.250 1.2037 0.10413 0.09534 -0.1369 0.4627 1.0000
9.500 1.2122 0.10669 0.09809 -0.1359 0.4479 1.0000
9.750 1.2217 0.10903 0.10056 -0.1348 0.4324 1.0000
10.000 1.2329 0.11117 0.10283 -0.1336 0.4168 1.0000
10.250 1.2610 0.11095 0.10281 -0.1311 0.3993 1.0000
10.500 1.6151 0.05470 0.04847 -0.1048 0.3393 1.0000
10.750 1.5665 0.06294 0.05679 -0.1031 0.3318 1.0000
11.000 1.5227 0.07146 0.06525 -0.1030 0.3239 1.0000
11.250 1.6687 0.05096 0.04413 -0.0933 0.2291 1.0000
11.500 1.6572 0.05391 0.04711 -0.0900 0.2099 1.0000
11.750 1.6545 0.05668 0.04965 -0.0870 0.1857 1.0000
12.000 1.6418 0.06015 0.05313 -0.0846 0.1691 1.0000
12.250 1.6337 0.06339 0.05602 -0.0825 0.1471 1.0000
12.500 1.6170 0.06734 0.05995 -0.0813 0.1336 1.0000
12.750 1.6004 0.07154 0.06411 -0.0807 0.1208 1.0000
13.000 1.5813 0.07676 0.06965 -0.0810 0.1133 1.0000
13.250 1.5672 0.08176 0.07468 -0.0811 0.1022 1.0000
13.500 1.5575 0.08679 0.07973 -0.0810 0.0913 1.0000
13.750 1.5550 0.09157 0.08449 -0.0804 0.0813 1.0000
14.000 1.5389 0.09787 0.09118 -0.0819 0.0792 1.0000
14.250 1.5233 0.10431 0.09793 -0.0837 0.0773 1.0000
14.500 1.5064 0.11116 0.10506 -0.0861 0.0764 1.0000
14.750 1.4838 0.11934 0.11355 -0.0901 0.0779 1.0000
15.000 1.4620 0.12793 0.12238 -0.0946 0.0796 1.0000
15.250 1.4414 0.13684 0.13146 -0.0995 0.0811 1.0000
15.500 1.4228 0.14602 0.14075 -0.1048 0.0823 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 377 AIRFOIL (e377-il)