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

Polar data table (+)

Polar graphs


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