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 (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
<< Back to EPPLER 377 (MODIFIED) AIRFOIL (e377m-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 377 (MODIFIED) AIRFOIL (e377m-il)