EPPLER 378 AIRFOIL (e378-il) Xfoil prediction polar at RE=1,000,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 378 AIRFOIL (e378-il) Reynolds number: 1,000,000 Max Cl/Cd: 40.95 at α=14° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e378-il-1000000.txt Download as CSV file: xf-e378-il-1000000.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 = 1.000 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-20.000 -0.5429 0.23192 0.23010 0.0619 0.8113 0.0030
-19.750 -0.5313 0.22895 0.22713 0.0578 0.8086 0.0030
-19.500 -0.5235 0.22597 0.22415 0.0556 0.8076 0.0031
-19.250 -0.5230 0.22327 0.22142 0.0569 0.8111 0.0031
-19.000 -0.5122 0.22026 0.21841 0.0533 0.8082 0.0031
-18.750 -0.5042 0.21740 0.21555 0.0510 0.8080 0.0031
-18.500 -0.4999 0.21453 0.21267 0.0506 0.8091 0.0032
-18.250 -0.4890 0.21174 0.20987 0.0470 0.8070 0.0032
-18.000 -0.4798 0.20896 0.20709 0.0442 0.8056 0.0032
-17.750 -0.4799 0.20627 0.20436 0.0460 0.8106 0.0032
-17.500 -0.4682 0.20359 0.20168 0.0420 0.8071 0.0032
-17.250 -0.4602 0.20091 0.19900 0.0399 0.8061 0.0032
-17.000 -0.4560 0.19825 0.19632 0.0396 0.8076 0.0032
-16.750 -0.4472 0.19564 0.19370 0.0372 0.8062 0.0032
-16.500 -0.4398 0.19309 0.19114 0.0353 0.8057 0.0032
-16.250 -0.4318 0.19054 0.18859 0.0331 0.8050 0.0032
-16.000 -0.4221 0.18805 0.18608 0.0301 0.8022 0.0032
-15.750 -0.4216 0.18538 0.18340 0.0318 0.8070 0.0032
-15.500 -0.4088 0.18315 0.18115 0.0272 0.8012 0.0032
-15.250 -0.4056 0.18060 0.17860 0.0273 0.8042 0.0032
-15.000 -0.3931 0.17862 0.17658 0.0226 0.7979 0.0032
-14.750 -0.3921 0.17628 0.17424 0.0236 0.8016 0.0032
-14.500 -0.3791 0.17470 0.17265 0.0182 0.7963 0.0032
-14.250 -0.3815 0.17176 0.16969 0.0214 0.8028 0.0033
-14.000 -0.3670 0.16945 0.16737 0.0159 0.7961 0.0033
-13.750 -0.3628 0.16651 0.16440 0.0161 0.7970 0.0033
-13.500 -0.3528 0.16367 0.16158 0.0132 0.7953 0.0033
-13.250 -0.3448 0.16079 0.15869 0.0114 0.7936 0.0033
-13.000 -0.3385 0.15776 0.15565 0.0104 0.7936 0.0033
-11.250 -0.3544 0.14117 0.13879 -0.0013 0.7913 0.0034
-11.000 -0.3429 0.13883 0.13643 -0.0047 0.7851 0.0036
-10.750 -0.3337 0.13625 0.13385 -0.0064 0.7824 0.0037
-10.500 -0.3244 0.13312 0.13072 -0.0079 0.7819 0.0036
-10.250 -0.3146 0.13023 0.12783 -0.0097 0.7801 0.0042
-10.000 -0.3046 0.12733 0.12494 -0.0117 0.7775 0.0048
-9.750 -0.2973 0.12404 0.12163 -0.0117 0.7776 0.0047
-9.500 -0.2872 0.12108 0.11867 -0.0133 0.7745 0.0052
-9.250 -0.2773 0.11846 0.11603 -0.0152 0.7711 0.0053
-9.000 -0.2404 0.12088 0.11865 -0.0379 0.7390 0.0053
-8.750 -0.2363 0.11705 0.11475 -0.0358 0.7391 0.0054
-8.500 -0.2253 0.11399 0.11172 -0.0385 0.7383 0.0054
-8.250 -0.2213 0.11045 0.10821 -0.0361 0.7379 0.0054
-8.000 -0.2182 0.10698 0.10473 -0.0330 0.7380 0.0054
-7.750 -0.2150 0.10359 0.10135 -0.0298 0.7398 0.0054
-5.750 -0.0862 0.08280 0.08030 -0.0615 0.6021 0.0055
-5.500 -0.0634 0.08018 0.07765 -0.0658 0.5944 0.0055
-5.250 -0.0423 0.07713 0.07455 -0.0686 0.5888 0.0055
-5.000 -0.0239 0.07322 0.07062 -0.0711 0.5831 0.0056
-4.750 -0.0011 0.07068 0.06804 -0.0744 0.5771 0.0058
-4.500 0.0244 0.06820 0.06554 -0.0781 0.5707 0.0059
-4.250 0.0517 0.06575 0.06302 -0.0820 0.5648 0.0062
-4.000 0.0812 0.06350 0.06075 -0.0867 0.5588 0.0065
-3.750 0.1096 0.06074 0.05792 -0.0898 0.5541 0.0068
-3.500 0.1413 0.05837 0.05549 -0.0942 0.5487 0.0075
-3.250 0.1797 0.05635 0.05341 -0.0999 0.5426 0.0081
-3.000 0.2077 0.05571 0.05268 -0.1051 0.5360 0.0082
-2.750 0.2293 0.05453 0.05145 -0.1073 0.5309 0.0082
14.000 1.7036 0.04160 0.03613 -0.0532 0.0015 0.8383
14.250 1.6949 0.04701 0.04160 -0.0557 0.0014 0.8023
14.750 1.6649 0.05707 0.05214 -0.0554 0.0013 0.8363
15.000 1.6492 0.06363 0.05883 -0.0582 0.0013 0.8248
15.250 1.6417 0.06772 0.06306 -0.0577 0.0013 0.8338
15.500 1.6329 0.07269 0.06815 -0.0589 0.0013 0.8330
15.750 1.6192 0.07919 0.07477 -0.0623 0.0013 0.8250
16.000 1.6099 0.08414 0.07985 -0.0631 0.0013 0.8324
16.500 1.5848 0.09662 0.09259 -0.0676 0.0013 0.8299
16.750 1.5746 0.10260 0.09869 -0.0698 0.0013 0.8306
17.000 1.5639 0.10879 0.10501 -0.0721 0.0012 0.8313
17.250 1.5536 0.11501 0.11136 -0.0745 0.0012 0.8313
17.500 1.5426 0.12175 0.11823 -0.0778 0.0012 0.8306
17.750 1.5315 0.12839 0.12500 -0.0807 0.0012 0.8307
18.000 1.5217 0.13483 0.13156 -0.0834 0.0012 0.8306
18.250 1.5118 0.14143 0.13829 -0.0866 0.0012 0.8302
18.500 1.5022 0.14822 0.14520 -0.0904 0.0012 0.8302
18.750 1.4929 0.15522 0.15231 -0.0947 0.0012 0.8296
19.000 1.4839 0.16192 0.15913 -0.0982 0.0012 0.8300
20.000 1.4502 0.19071 0.18836 -0.1168 0.0012 0.8220
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 378 AIRFOIL (e378-il)