EPPLER 377 (MODIFIED) AIRFOIL (e377m-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 377 (MODIFIED) AIRFOIL (e377m-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 36.83 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e377m-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-e377m-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.2175 0.11178 0.10554 -0.0162 1.0000 0.0373
-8.000 -0.2105 0.11007 0.10393 -0.0171 1.0000 0.0381
-7.750 -0.2043 0.10877 0.10275 -0.0181 1.0000 0.0387
-7.500 -0.1965 0.10771 0.10181 -0.0197 1.0000 0.0391
-7.250 -0.1885 0.10690 0.10112 -0.0215 1.0000 0.0393
-7.000 -0.1820 0.10647 0.10083 -0.0231 1.0000 0.0395
-6.750 -0.1800 0.10630 0.10083 -0.0238 1.0000 0.0396
-6.500 -0.1562 0.10443 0.09904 -0.0299 0.9836 0.0399
-6.250 -0.1420 0.09561 0.09023 -0.0295 0.9712 0.0409
-6.000 -0.1143 0.09084 0.08544 -0.0344 0.9546 0.0426
-5.750 -0.0831 0.08709 0.08165 -0.0404 0.9356 0.0446
-5.500 -0.0518 0.08382 0.07828 -0.0463 0.9173 0.0470
-5.250 -0.0151 0.08156 0.07593 -0.0537 0.8989 0.0504
-5.000 0.0332 0.08207 0.07626 -0.0645 0.8796 0.0516
-4.750 0.0436 0.07616 0.07038 -0.0636 0.8652 0.0526
-4.500 0.0620 0.07260 0.06676 -0.0649 0.8501 0.0545
-4.250 0.0856 0.07000 0.06408 -0.0676 0.8354 0.0569
-4.000 0.1121 0.06775 0.06172 -0.0709 0.8216 0.0596
-3.750 0.1455 0.06627 0.06010 -0.0757 0.8085 0.0622
-3.500 0.1892 0.06599 0.05956 -0.0826 0.7959 0.0632
-3.250 0.2030 0.06173 0.05532 -0.0826 0.7845 0.0642
-3.000 0.2232 0.05873 0.05226 -0.0836 0.7738 0.0666
-2.750 0.2548 0.05695 0.05033 -0.0870 0.7638 0.0723
-2.500 0.2997 0.05644 0.04958 -0.0928 0.7537 0.0747
-2.250 0.3173 0.05284 0.04597 -0.0933 0.7442 0.0767
-2.000 0.3462 0.05067 0.04366 -0.0955 0.7358 0.0797
-1.750 0.3816 0.04925 0.04205 -0.0988 0.7267 0.0837
-1.500 0.4259 0.04908 0.04161 -0.1033 0.7178 0.0855
-1.250 0.4544 0.04656 0.03897 -0.1051 0.7104 0.0863
-1.000 0.4798 0.04412 0.03647 -0.1064 0.7020 0.0883
-0.750 0.5111 0.04251 0.03469 -0.1082 0.6954 0.0928
-0.250 0.5784 0.04008 0.03189 -0.1123 0.6807 0.1002
0.000 0.6093 0.03886 0.03056 -0.1140 0.6724 0.1021
0.250 0.6422 0.03769 0.02918 -0.1154 0.6666 0.1033
0.500 0.6741 0.03679 0.02813 -0.1169 0.6586 0.1029
0.750 0.7098 0.03539 0.02641 -0.1183 0.6528 0.0800
1.000 0.7456 0.03485 0.02556 -0.1197 0.6455 0.0743
1.250 0.7745 0.03432 0.02489 -0.1200 0.6395 0.0853
1.500 0.8017 0.03346 0.02396 -0.1206 0.6327 0.0908
1.750 0.8325 0.03281 0.02308 -0.1211 0.6265 0.0909
2.000 0.8614 0.03245 0.02255 -0.1213 0.6208 0.1039
2.250 0.8896 0.03228 0.02222 -0.1215 0.6139 0.1186
2.500 0.9192 0.03195 0.02162 -0.1213 0.6090 0.1335
2.750 0.9456 0.03190 0.02146 -0.1218 0.6015 0.1539
3.000 0.9755 0.03167 0.02094 -0.1218 0.5961 0.1531
3.250 1.0019 0.03177 0.02092 -0.1221 0.5895 0.1738
3.500 1.0294 0.03188 0.02085 -0.1219 0.5835 0.1749
3.750 1.0567 0.03200 0.02083 -0.1217 0.5779 0.1749
4.000 1.0814 0.03237 0.02116 -0.1216 0.5708 0.1858
4.250 1.1085 0.03247 0.02110 -0.1210 0.5661 0.1912
4.500 1.1308 0.03316 0.02184 -0.1207 0.5582 0.1912
4.750 1.1563 0.03332 0.02194 -0.1200 0.5530 0.1925
5.000 1.1777 0.03391 0.02272 -0.1196 0.5456 0.2007
5.250 1.2014 0.03423 0.02305 -0.1188 0.5396 0.2063
5.500 1.2228 0.03486 0.02376 -0.1181 0.5326 0.2069
5.750 1.2452 0.03529 0.02427 -0.1173 0.5258 0.2080
6.000 1.2661 0.03591 0.02500 -0.1164 0.5185 0.2095
6.250 1.2882 0.03637 0.02564 -0.1155 0.5112 0.2149
6.500 1.3075 0.03711 0.02655 -0.1147 0.5029 0.2218
6.750 1.3312 0.03728 0.02682 -0.1136 0.4958 0.2262
7.000 1.3482 0.03829 0.02801 -0.1126 0.4861 0.2278
7.250 1.3761 0.03791 0.02770 -0.1114 0.4797 0.2304
7.500 1.3909 0.03903 0.02907 -0.1103 0.4686 0.2328
7.750 1.4082 0.03979 0.03014 -0.1091 0.4583 0.2371
8.000 1.4327 0.03962 0.03014 -0.1079 0.4494 0.2470
8.250 1.4530 0.03987 0.03060 -0.1065 0.4385 0.2559
8.500 1.4688 0.04054 0.03153 -0.1050 0.4261 0.2614
8.750 1.4855 0.04099 0.03223 -0.1034 0.4133 0.2671
9.000 1.5024 0.04131 0.03280 -0.1017 0.3998 0.2743
9.250 1.5185 0.04156 0.03331 -0.0999 0.3851 0.2850
9.500 1.5328 0.04162 0.03395 -0.0979 0.3696 0.6119
10.000 1.5493 0.04315 0.03595 -0.0935 0.3344 1.0000
10.250 1.5506 0.04453 0.03747 -0.0910 0.3159 1.0000
10.500 1.5536 0.04559 0.03857 -0.0884 0.2967 1.0000
10.750 1.5479 0.04794 0.04101 -0.0864 0.2784 1.0000
11.000 1.5437 0.05036 0.04347 -0.0848 0.2591 1.0000
11.250 1.5410 0.05275 0.04579 -0.0834 0.2399 1.0000
11.500 1.5342 0.05606 0.04912 -0.0826 0.2224 1.0000
11.750 1.5277 0.05946 0.05251 -0.0819 0.2058 1.0000
12.000 1.5207 0.06310 0.05612 -0.0814 0.1903 1.0000
12.250 1.5139 0.06687 0.05988 -0.0810 0.1763 1.0000
12.500 1.5067 0.07083 0.06385 -0.0809 0.1633 1.0000
12.750 1.4992 0.07497 0.06801 -0.0809 0.1508 1.0000
13.000 1.4917 0.07918 0.07224 -0.0811 0.1393 1.0000
13.250 1.4850 0.08334 0.07641 -0.0813 0.1287 1.0000
13.500 1.4768 0.08778 0.08095 -0.0818 0.1181 1.0000
13.750 1.4670 0.09286 0.08617 -0.0829 0.1077 1.0000
14.000 1.4575 0.09800 0.09139 -0.0841 0.0977 1.0000
14.250 1.4464 0.10349 0.09690 -0.0859 0.0880 1.0000
14.500 1.4345 0.10926 0.10260 -0.0883 0.0786 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 377 (MODIFIED) AIRFOIL (e377m-il)