EPPLER 377 AIRFOIL (e377-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 377 AIRFOIL (e377-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 38.29 at α=5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e377-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-e377-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.250 -0.1914 0.11120 0.10543 -0.0236 1.0000 0.0416
-7.000 -0.1842 0.11088 0.10526 -0.0260 1.0000 0.0417
-6.750 -0.1821 0.11074 0.10534 -0.0272 1.0000 0.0418
-6.500 -0.1734 0.10068 0.09532 -0.0237 0.9892 0.0428
-6.250 -0.1469 0.09518 0.08982 -0.0279 0.9688 0.0444
-6.000 -0.1183 0.09125 0.08585 -0.0335 0.9479 0.0463
-5.750 -0.0858 0.08755 0.08210 -0.0401 0.9272 0.0486
-5.500 -0.0560 0.08449 0.07898 -0.0461 0.9092 0.0511
-5.250 -0.0231 0.08230 0.07671 -0.0530 0.8889 0.0534
-5.000 0.0181 0.08198 0.07620 -0.0630 0.8707 0.0546
-4.750 0.0387 0.07793 0.07213 -0.0652 0.8547 0.0555
-4.500 0.0488 0.07336 0.06753 -0.0636 0.8411 0.0581
-4.250 0.0703 0.07074 0.06483 -0.0660 0.8268 0.0616
-4.000 0.0971 0.06862 0.06261 -0.0699 0.8135 0.0651
-3.750 0.1383 0.06789 0.06170 -0.0777 0.8004 0.0677
-3.500 0.1733 0.06601 0.05970 -0.0833 0.7884 0.0685
-3.250 0.1834 0.06171 0.05540 -0.0818 0.7788 0.0702
-3.000 0.2068 0.05899 0.05256 -0.0835 0.7693 0.0734
-2.750 0.2392 0.05699 0.05044 -0.0876 0.7589 0.0781
-2.500 0.2946 0.05666 0.04983 -0.0970 0.7487 0.0814
-2.250 0.3039 0.05250 0.04569 -0.0948 0.7409 0.0853
-2.000 0.3583 0.05245 0.04536 -0.1032 0.7309 0.0944
-1.750 0.3731 0.04865 0.04157 -0.1023 0.7233 0.0973
-1.500 0.4052 0.04671 0.03950 -0.1051 0.7150 0.1030
-1.000 0.4765 0.04316 0.03561 -0.1116 0.6997 0.1119
-0.750 0.5132 0.04186 0.03413 -0.1147 0.6917 0.1186
-0.500 0.5576 0.04108 0.03304 -0.1187 0.6848 0.1211
-0.250 0.5921 0.03810 0.02987 -0.1210 0.6775 0.0782
0.000 0.6275 0.03669 0.02821 -0.1231 0.6710 0.0778
0.250 0.6622 0.03547 0.02679 -0.1251 0.6636 0.0775
0.500 0.6977 0.03408 0.02514 -0.1268 0.6574 0.0730
0.750 0.7344 0.03283 0.02359 -0.1287 0.6508 0.0703
1.000 0.7675 0.03174 0.02223 -0.1297 0.6443 0.0707
1.250 0.7992 0.03084 0.02106 -0.1305 0.6384 0.0731
1.500 0.8296 0.03031 0.02030 -0.1311 0.6315 0.0849
1.750 0.8637 0.02948 0.01899 -0.1317 0.6266 0.0962
2.000 0.8924 0.02943 0.01877 -0.1323 0.6188 0.1174
2.250 0.9230 0.02908 0.01804 -0.1323 0.6135 0.1365
2.500 0.9521 0.02901 0.01765 -0.1326 0.6065 0.1468
2.750 0.9798 0.02893 0.01740 -0.1324 0.6007 0.1582
3.000 1.0060 0.02911 0.01745 -0.1322 0.5945 0.1749
3.250 1.0318 0.02924 0.01750 -0.1318 0.5881 0.1855
3.500 1.0578 0.02927 0.01743 -0.1311 0.5832 0.2026
3.750 1.0810 0.02981 0.01807 -0.1309 0.5757 0.2235
4.000 1.1064 0.02989 0.01817 -0.1302 0.5707 0.2451
4.250 1.1289 0.03052 0.01891 -0.1299 0.5633 0.2740
4.500 1.1536 0.03074 0.01920 -0.1293 0.5577 0.3108
4.750 1.1764 0.03122 0.01992 -0.1289 0.5509 0.3669
5.000 1.2013 0.03137 0.02046 -0.1285 0.5445 1.0000
5.250 1.2247 0.03208 0.02119 -0.1279 0.5380 1.0000
5.500 1.2470 0.03287 0.02198 -0.1272 0.5307 1.0000
5.750 1.2700 0.03353 0.02266 -0.1264 0.5241 1.0000
6.000 1.2915 0.03432 0.02354 -0.1257 0.5163 1.0000
6.250 1.3129 0.03509 0.02440 -0.1248 0.5087 1.0000
6.500 1.3354 0.03563 0.02512 -0.1238 0.5011 1.0000
6.750 1.3543 0.03662 0.02629 -0.1230 0.4918 1.0000
7.000 1.3804 0.03658 0.02631 -0.1218 0.4851 1.0000
7.250 1.3969 0.03773 0.02769 -0.1208 0.4743 1.0000
7.500 1.4161 0.03844 0.02859 -0.1196 0.4644 1.0000
7.750 1.4433 0.03806 0.02832 -0.1182 0.4564 1.0000
8.000 1.4592 0.03898 0.02960 -0.1169 0.4444 1.0000
8.250 1.4762 0.03967 0.03053 -0.1155 0.4324 1.0000
8.500 1.4941 0.04010 0.03119 -0.1139 0.4199 1.0000
8.750 1.5120 0.04040 0.03173 -0.1122 0.4065 1.0000
9.000 1.5289 0.04069 0.03226 -0.1104 0.3920 1.0000
9.250 1.5448 0.04093 0.03273 -0.1085 0.3762 1.0000
9.500 1.5609 0.04103 0.03303 -0.1065 0.3591 1.0000
9.750 1.5670 0.04222 0.03455 -0.1043 0.3402 1.0000
10.000 1.5727 0.04330 0.03582 -0.1020 0.3203 1.0000
10.250 1.5756 0.04454 0.03716 -0.0996 0.3000 1.0000
10.500 1.5713 0.04653 0.03925 -0.0971 0.2804 1.0000
10.750 1.5696 0.04845 0.04116 -0.0951 0.2607 1.0000
11.000 1.5622 0.05146 0.04422 -0.0938 0.2416 1.0000
11.250 1.5559 0.05452 0.04726 -0.0927 0.2233 1.0000
11.500 1.5496 0.05780 0.05048 -0.0918 0.2066 1.0000
11.750 1.5416 0.06158 0.05425 -0.0913 0.1910 1.0000
12.000 1.5334 0.06555 0.05823 -0.0910 0.1765 1.0000
12.250 1.5257 0.06958 0.06227 -0.0908 0.1633 1.0000
12.500 1.5179 0.07372 0.06640 -0.0908 0.1508 1.0000
12.750 1.5095 0.07804 0.07076 -0.0910 0.1389 1.0000
13.000 1.5006 0.08268 0.07549 -0.0914 0.1274 1.0000
13.250 1.4920 0.08737 0.08027 -0.0920 0.1167 1.0000
13.500 1.4814 0.09243 0.08539 -0.0930 0.1061 1.0000
13.750 1.4702 0.09777 0.09075 -0.0944 0.0958 1.0000
14.000 1.4588 0.10329 0.09622 -0.0962 0.0859 1.0000
14.250 1.4468 0.10933 0.10235 -0.0986 0.0760 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 377 AIRFOIL (e377-il)