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

EPPLER 378 AIRFOIL (e378-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 378 AIRFOIL (e378-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 37.04 at α=10.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e378-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-e378-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: EPPLER 378 AIRFOIL                              
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.500  -0.2790   0.12435   0.11991  -0.0178   1.0000   0.0269
  -9.250  -0.2781   0.12264   0.11825  -0.0173   1.0000   0.0273
  -9.000  -0.2991   0.12401   0.11969  -0.0128   1.0000   0.0273
  -8.750  -0.2596   0.11645   0.11206  -0.0179   1.0000   0.0286
  -8.500  -0.2698   0.11634   0.11204  -0.0157   1.0000   0.0289
  -8.250  -0.2827   0.11637   0.11213  -0.0125   1.0000   0.0291
  -8.000  -0.2733   0.11340   0.10918  -0.0130   1.0000   0.0297
  -7.750  -0.2740   0.11179   0.10762  -0.0118   1.0000   0.0302
  -7.500  -0.2934   0.11246   0.10836  -0.0077   1.0000   0.0302
  -7.250  -0.2813   0.10931   0.10524  -0.0084   1.0000   0.0311
  -7.000  -0.2594   0.10580   0.10177  -0.0111   1.0000   0.0321
  -6.750  -0.2753   0.10625   0.10228  -0.0082   1.0000   0.0322
  -6.500  -0.2676   0.10538   0.10146  -0.0099   1.0000   0.0327
  -6.250  -0.2412   0.10386   0.09998  -0.0154   1.0000   0.0330
  -6.000  -0.2271   0.10321   0.09935  -0.0190   1.0000   0.0332
  -5.750  -0.1984   0.09847   0.09468  -0.0245   0.9958   0.0335
  -5.500  -0.1925   0.09094   0.08715  -0.0227   0.9899   0.0343
  -5.250  -0.1497   0.08463   0.08084  -0.0293   0.9809   0.0359
  -5.000  -0.0915   0.07896   0.07515  -0.0408   0.9692   0.0406
  -4.750  -0.0017   0.07836   0.07437  -0.0628   0.9502   0.0443
  -4.500   0.0329   0.07306   0.06903  -0.0687   0.9372   0.0450
  -4.250   0.0470   0.06702   0.06301  -0.0673   0.9166   0.0467
  -4.000   0.0710   0.06397   0.05992  -0.0704   0.9084   0.0490
  -3.750   0.0926   0.06165   0.05750  -0.0708   0.8724   0.0515
  -3.500   0.1218   0.05975   0.05547  -0.0742   0.8553   0.0549
  -3.250   0.1876   0.06181   0.05719  -0.0862   0.8353   0.0572
  -3.000   0.1889   0.05584   0.05130  -0.0829   0.8234   0.0582
  -2.750   0.2018   0.05256   0.04796  -0.0815   0.8038   0.0602
  -2.500   0.2266   0.05025   0.04554  -0.0827   0.7876   0.0634
  -2.250   0.2653   0.04875   0.04387  -0.0870   0.7736   0.0689
  -2.000   0.3090   0.04687   0.04181  -0.0925   0.7646   0.0715
  -1.750   0.3266   0.04353   0.03849  -0.0924   0.7559   0.0761
  -1.500   0.3818   0.04304   0.03774  -0.0995   0.7460   0.0848
  -1.250   0.4003   0.03926   0.03401  -0.0997   0.7376   0.0881
  -1.000   0.4530   0.03904   0.03349  -0.1053   0.7275   0.0983
  -0.750   0.4710   0.03513   0.02961  -0.1050   0.7200   0.1020
  -0.500   0.5084   0.03355   0.02777  -0.1072   0.7139   0.1135
  -0.250   0.5405   0.03175   0.02574  -0.1082   0.7081   0.1269
   0.000   0.5743   0.03033   0.02402  -0.1096   0.7029   0.1399
   0.250   0.6038   0.02930   0.02279  -0.1124   0.6976   0.1544
   3.000   0.8284   0.06936   0.06134  -0.0812   0.5875   0.1993
   3.250   0.8926   0.06937   0.06123  -0.0850   0.5819   0.2245
   3.500   0.9351   0.07280   0.06459  -0.0860   0.5744   0.2440
   3.750   0.9668   0.07404   0.06584  -0.0858   0.5681   0.2682
   4.000   0.9974   0.08076   0.07257  -0.0853   0.5588   0.2951
   4.250   1.0243   0.08771   0.07950  -0.0843   0.5506   0.3293
   4.500   1.0457   0.08720   0.07908  -0.0830   0.5438   0.3611
   4.750   1.0651   0.09339   0.08539  -0.0809   0.5360   0.4120
   5.000   1.0802   0.09758   0.09072  -0.0771   0.5126   0.7687
   5.250   1.0453   0.09433   0.08736  -0.0669   0.5117   0.7705
   5.500   1.0437   0.10317   0.09620  -0.0611   0.5037   0.7709
   5.750   1.0176   0.10239   0.09537  -0.0518   0.5001   0.7712
   6.000   1.0431   0.11290   0.10596  -0.0507   0.4887   0.7712
   6.250   1.1763   0.09255   0.08586  -0.0688   0.4774   0.7824
   6.500   1.1907   0.09357   0.08700  -0.0665   0.4675   0.7824
   6.750   1.1979   0.09501   0.08854  -0.0630   0.4585   0.7832
   7.000   1.2129   0.09853   0.09215  -0.0606   0.4484   0.7817
   7.250   1.2043   0.09789   0.09157  -0.0546   0.4413   0.7840
  10.250   1.6018   0.05296   0.04605  -0.0684   0.1326   1.0000
  10.500   1.5970   0.04751   0.04056  -0.0642   0.1232   1.0000
  10.750   1.5745   0.04251   0.03563  -0.0577   0.1263   1.0000
  11.000   1.5440   0.04287   0.03605  -0.0467   0.1260   0.9952
  11.250   1.2533   0.07117   0.06505   0.0181   0.2936   0.8311
  11.500   1.4680   0.04269   0.03601  -0.0208   0.1348   0.9821
  11.750   1.4289   0.04203   0.03540  -0.0077   0.1406   0.9749
  12.000   1.3814   0.04092   0.03439   0.0078   0.1507   0.9711
  12.250   1.5206   0.04847   0.04133  -0.0453   0.0772   0.9171
  12.500   1.5212   0.05159   0.04458  -0.0451   0.0674   1.0000
  12.750   1.5227   0.05550   0.04870  -0.0462   0.0591   1.0000
  13.000   1.5235   0.05918   0.05244  -0.0450   0.0523   1.0000
  13.250   1.5237   0.06289   0.05627  -0.0449   0.0470   1.0000
  13.500   1.5253   0.06731   0.06083  -0.0452   0.0422   1.0000
  13.750   1.5226   0.07158   0.06540  -0.0451   0.0391   1.0000
  14.000   1.5189   0.07567   0.06967  -0.0446   0.0367   1.0000
  14.250   1.5187   0.08093   0.07497  -0.0438   0.0337   1.0000
  14.500   1.5043   0.08592   0.08032  -0.0445   0.0330   1.0000
  14.750   1.4902   0.09161   0.08635  -0.0463   0.0324   1.0000
  15.000   1.4747   0.09760   0.09265  -0.0481   0.0318   1.0000
  15.250   1.4588   0.10420   0.09952  -0.0510   0.0315   1.0000
  15.500   1.4406   0.11081   0.10642  -0.0532   0.0313   1.0000
  15.750   1.4233   0.11809   0.11394  -0.0568   0.0315   1.0000
  16.000   1.4049   0.12626   0.12234  -0.0620   0.0317   1.0000
  16.250   1.3864   0.13399   0.13029  -0.0657   0.0322   1.0000
  16.500   1.3680   0.14240   0.13889  -0.0706   0.0327   1.0000
  16.750   1.3503   0.15097   0.14761  -0.0753   0.0332   1.0000
  17.000   1.3362   0.16089   0.15759  -0.0830   0.0338   1.0000
<< Back to EPPLER 378 AIRFOIL (e378-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 378 AIRFOIL (e378-il)