Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to EPPLER 377 AIRFOIL (e377-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 377 AIRFOIL (e377-il)