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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 378 AIRFOIL (e378-il)