EPPLER 377 (MODIFIED) AIRFOIL (e377m-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 377 (MODIFIED) AIRFOIL (e377m-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 17.75 at α=3.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e377m-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e377m-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 377 (MODIFIED) 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-14.750 -0.3311 0.17559 0.16910 0.0043 1.0000 0.0353
-14.500 -0.3277 0.17554 0.16906 0.0029 1.0000 0.0354
-12.750 -0.3691 0.16201 0.15500 0.0038 1.0000 0.0365
-12.500 -0.3597 0.15734 0.15035 0.0029 1.0000 0.0372
-12.250 -0.3510 0.15383 0.14686 0.0018 1.0000 0.0380
-12.000 -0.3424 0.15071 0.14377 0.0006 1.0000 0.0388
-11.750 -0.3338 0.14777 0.14087 -0.0007 1.0000 0.0396
-11.500 -0.3252 0.14497 0.13804 -0.0019 1.0000 0.0405
-11.250 -0.3166 0.14220 0.13531 -0.0032 1.0000 0.0414
-9.750 -0.1947 0.12036 0.11441 -0.0180 1.0000 0.0478
-9.500 -0.1846 0.11473 0.10881 -0.0183 1.0000 0.0490
-9.250 -0.1769 0.11132 0.10546 -0.0189 1.0000 0.0502
-9.000 -0.1699 0.10849 0.10269 -0.0196 1.0000 0.0514
-8.750 -0.2330 0.11814 0.11184 -0.0155 1.0000 0.0487
-8.500 -0.2244 0.11477 0.10854 -0.0161 1.0000 0.0498
-8.250 -0.2166 0.11213 0.10598 -0.0168 1.0000 0.0510
-8.000 -0.2095 0.10984 0.10378 -0.0174 1.0000 0.0522
-7.750 -0.2030 0.10779 0.10179 -0.0179 1.0000 0.0533
-7.500 -0.1969 0.10584 0.09995 -0.0186 1.0000 0.0546
-7.250 -0.1903 0.10409 0.09832 -0.0194 1.0000 0.0559
-7.000 -0.1853 0.10284 0.09721 -0.0201 1.0000 0.0570
-6.750 -0.1842 0.10233 0.09687 -0.0203 1.0000 0.0577
-6.500 -0.1926 0.10268 0.09740 -0.0186 1.0000 0.0580
-6.250 -0.2100 0.10345 0.09834 -0.0153 1.0000 0.0581
-6.000 -0.2248 0.10412 0.09914 -0.0129 1.0000 0.0582
-5.750 -0.2336 0.10479 0.09990 -0.0121 1.0000 0.0584
-5.500 -0.2354 0.10552 0.10069 -0.0130 1.0000 0.0586
-5.250 -0.2088 0.10279 0.09798 -0.0196 0.9932 0.0591
-5.000 -0.1890 0.09529 0.09049 -0.0216 0.9839 0.0608
-4.750 -0.1563 0.09118 0.08633 -0.0280 0.9729 0.0636
-4.500 -0.1159 0.08788 0.08297 -0.0364 0.9610 0.0670
-4.250 -0.0447 0.08894 0.08382 -0.0532 0.9474 0.0702
-4.000 -0.0265 0.08170 0.07660 -0.0547 0.9398 0.0720
-3.750 -0.0006 0.07833 0.07320 -0.0584 0.9286 0.0754
-3.500 0.0403 0.07615 0.07093 -0.0658 0.9178 0.0797
-3.250 0.1058 0.07543 0.07002 -0.0786 0.9077 0.0821
-3.000 0.1242 0.07025 0.06486 -0.0799 0.8987 0.0843
-2.750 0.1541 0.06777 0.06232 -0.0839 0.8885 0.0881
-2.500 0.2395 0.06876 0.06294 -0.0990 0.8797 0.0934
-2.250 0.2478 0.06366 0.05792 -0.0983 0.8707 0.0950
-2.000 0.2738 0.06115 0.05536 -0.1009 0.8618 0.0998
-1.750 0.3398 0.06044 0.05439 -0.1106 0.8539 0.1060
-1.500 0.3509 0.05791 0.05188 -0.1104 0.8443 0.1084
-1.250 0.4004 0.05583 0.04961 -0.1163 0.8373 0.1151
-1.000 0.4362 0.05618 0.04978 -0.1201 0.8274 0.1180
-0.750 0.4583 0.05352 0.04710 -0.1214 0.8198 0.1218
-0.500 0.5041 0.05359 0.04693 -0.1259 0.8116 0.1287
-0.250 0.5217 0.05191 0.04524 -0.1266 0.8034 0.1322
0.000 0.5661 0.05137 0.04446 -0.1305 0.7964 0.1416
0.250 0.5804 0.05055 0.04362 -0.1306 0.7878 0.1468
0.500 0.6241 0.04955 0.04243 -0.1340 0.7814 0.1552
0.750 0.6377 0.05022 0.04301 -0.1339 0.7730 0.1623
1.000 0.6814 0.04938 0.04196 -0.1369 0.7667 0.1753
1.250 0.6890 0.04972 0.04230 -0.1363 0.7588 0.1808
1.500 0.7306 0.04926 0.04160 -0.1388 0.7524 0.2133
2.250 0.7772 0.04872 0.04091 -0.1395 0.7320 0.3547
2.500 0.8091 0.04816 0.04013 -0.1412 0.7251 0.4217
2.750 0.8325 0.04838 0.04012 -0.1422 0.7187 0.4750
3.000 0.8580 0.04925 0.04076 -0.1432 0.7116 0.4958
3.250 0.8868 0.04996 0.04129 -0.1442 0.7049 0.5230
3.500 0.8964 0.05182 0.04308 -0.1435 0.6983 0.5232
3.750 0.9267 0.05349 0.04448 -0.1440 0.6916 0.4737
4.000 0.9240 0.05628 0.04720 -0.1424 0.6852 0.4561
4.250 0.9614 0.05727 0.04799 -0.1431 0.6780 0.4344
4.500 0.9513 0.06034 0.05107 -0.1413 0.6721 0.4268
4.750 0.9917 0.06128 0.05187 -0.1419 0.6641 0.3957
5.000 0.9760 0.06480 0.05540 -0.1400 0.6585 0.3928
5.250 1.0160 0.06535 0.05587 -0.1405 0.6497 0.3926
5.500 0.9991 0.06897 0.05954 -0.1388 0.6442 0.3916
5.750 1.0313 0.07013 0.06064 -0.1388 0.6346 0.3795
6.000 1.0191 0.07371 0.06426 -0.1376 0.6292 0.3777
6.250 1.0432 0.07523 0.06578 -0.1372 0.6188 0.3713
6.500 1.0438 0.07810 0.06869 -0.1364 0.6113 0.3723
6.750 1.0539 0.08054 0.07116 -0.1358 0.6019 0.3777
7.000 1.0742 0.08221 0.07288 -0.1351 0.5893 0.3795
7.250 1.0976 0.08375 0.07455 -0.1343 0.5766 0.3776
7.500 1.0950 0.08700 0.07786 -0.1336 0.5667 0.3773
7.750 1.0988 0.08993 0.08085 -0.1329 0.5554 0.3772
8.000 1.1116 0.09214 0.08313 -0.1320 0.5416 0.3783
8.250 1.1244 0.09434 0.08545 -0.1312 0.5276 0.3865
8.500 1.1372 0.09651 0.08778 -0.1304 0.5132 0.4006
8.750 1.1505 0.09859 0.09004 -0.1294 0.4980 0.4171
9.250 1.1715 0.10272 0.09473 -0.1271 0.4683 1.0000
9.500 1.1825 0.10509 0.09719 -0.1261 0.4536 1.0000
9.750 1.2058 0.10591 0.09812 -0.1242 0.4368 1.0000
10.000 1.2431 0.10492 0.09729 -0.1213 0.4198 1.0000
10.250 1.2440 0.10805 0.10051 -0.1205 0.4049 1.0000
10.500 1.2485 0.11090 0.10346 -0.1197 0.3903 1.0000
10.750 1.2514 0.11389 0.10655 -0.1189 0.3754 1.0000
11.000 1.2560 0.11680 0.10966 -0.1181 0.3609 1.0000
11.250 1.2598 0.11977 0.11273 -0.1175 0.3462 1.0000
11.500 1.2642 0.12271 0.11578 -0.1168 0.3317 1.0000
11.750 1.2695 0.12563 0.11882 -0.1161 0.3178 1.0000
12.000 1.2733 0.12862 0.12192 -0.1156 0.3033 1.0000
12.250 1.2800 0.13143 0.12486 -0.1149 0.2900 1.0000
12.500 1.2862 0.13418 0.12773 -0.1142 0.2763 1.0000
12.750 1.2907 0.13699 0.13064 -0.1137 0.2624 1.0000
13.000 1.2653 0.14694 0.14056 -0.1184 0.2571 1.0000
13.250 1.2707 0.15086 0.14458 -0.1186 0.2478 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 377 (MODIFIED) AIRFOIL (e377m-il)