EPPLER 378 AIRFOIL (e378-il) Xfoil prediction polar at RE=1,000,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 378 AIRFOIL (e378-il) Reynolds number: 1,000,000 Max Cl/Cd: 134.47 at α=7° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e378-il-1000000-n5.txt Download as CSV file: xf-e378-il-1000000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.500 -0.2406 0.09827 0.09536 -0.0065 0.5927 0.0038
-7.250 -0.2320 0.09587 0.09296 -0.0074 0.5869 0.0039
-7.000 -0.2241 0.09363 0.09071 -0.0080 0.5805 0.0039
-6.750 -0.2144 0.09125 0.08831 -0.0094 0.5742 0.0039
-6.500 -0.2014 0.08873 0.08577 -0.0115 0.5687 0.0041
-6.250 -0.1884 0.08610 0.08314 -0.0132 0.5638 0.0041
-6.000 -0.1731 0.08346 0.08048 -0.0157 0.5578 0.0042
-5.750 -0.1564 0.08080 0.07780 -0.0185 0.5529 0.0044
-5.500 -0.1397 0.07807 0.07505 -0.0208 0.5480 0.0045
-5.250 -0.1203 0.07529 0.07223 -0.0240 0.5429 0.0048
-5.000 -0.1001 0.07251 0.06943 -0.0269 0.5387 0.0050
-4.750 -0.0768 0.06962 0.06652 -0.0306 0.5340 0.0053
-4.500 -0.0532 0.06671 0.06358 -0.0340 0.5292 0.0054
-4.250 -0.0277 0.06385 0.06068 -0.0379 0.5253 0.0054
-4.000 -0.0009 0.06083 0.05763 -0.0417 0.5212 0.0054
-3.750 0.0273 0.05780 0.05456 -0.0456 0.5167 0.0054
-3.500 0.0563 0.05484 0.05154 -0.0496 0.5122 0.0054
-3.250 0.0855 0.05156 0.04823 -0.0535 0.5086 0.0039
-3.000 0.1226 0.04759 0.04420 -0.0589 0.5047 0.0035
-2.750 0.1566 0.04490 0.04143 -0.0630 0.5004 0.0037
-2.500 0.1919 0.04213 0.03859 -0.0671 0.4965 0.0043
-2.250 0.2305 0.03899 0.03537 -0.0716 0.4925 0.0050
-2.000 0.2715 0.03568 0.03197 -0.0765 0.4886 0.0060
-1.000 0.4625 0.01111 0.00568 -0.0980 0.4755 0.0055
-0.750 0.4917 0.00954 0.00363 -0.0982 0.4713 0.0060
-0.500 0.5197 0.00906 0.00301 -0.0980 0.4678 0.0069
-0.250 0.5476 0.00878 0.00264 -0.0978 0.4638 0.0076
0.000 0.5754 0.00856 0.00231 -0.0975 0.4592 0.0082
0.250 0.6030 0.00843 0.00211 -0.0973 0.4550 0.0089
0.500 0.6308 0.00819 0.00178 -0.0970 0.4514 0.0098
0.750 0.6585 0.00803 0.00157 -0.0967 0.4471 0.0123
1.000 0.6861 0.00793 0.00145 -0.0965 0.4426 0.0205
1.250 0.7136 0.00787 0.00139 -0.0962 0.4387 0.0295
1.500 0.7410 0.00784 0.00137 -0.0960 0.4346 0.0380
1.750 0.7685 0.00783 0.00136 -0.0958 0.4301 0.0474
2.000 0.7959 0.00785 0.00136 -0.0955 0.4259 0.0545
2.250 0.8233 0.00784 0.00137 -0.0953 0.4218 0.0615
2.500 0.8507 0.00788 0.00139 -0.0951 0.4171 0.0665
2.750 0.8780 0.00791 0.00142 -0.0949 0.4124 0.0738
3.000 0.9054 0.00794 0.00146 -0.0946 0.4076 0.0807
3.250 0.9327 0.00800 0.00151 -0.0944 0.4014 0.0889
3.500 0.9599 0.00806 0.00157 -0.0942 0.3952 0.0958
3.750 0.9871 0.00813 0.00164 -0.0940 0.3882 0.1045
4.000 1.0142 0.00820 0.00174 -0.0939 0.3821 0.1150
4.250 1.0413 0.00828 0.00183 -0.0937 0.3749 0.1236
4.500 1.0683 0.00838 0.00193 -0.0935 0.3675 0.1330
4.750 1.0952 0.00849 0.00204 -0.0933 0.3587 0.1444
5.000 1.1221 0.00860 0.00217 -0.0931 0.3505 0.1588
5.250 1.1488 0.00874 0.00233 -0.0929 0.3412 0.1720
5.500 1.1754 0.00890 0.00249 -0.0928 0.3300 0.1889
5.750 1.2020 0.00906 0.00266 -0.0926 0.3182 0.2072
6.000 1.2283 0.00926 0.00286 -0.0924 0.3046 0.2258
6.250 1.2543 0.00952 0.00312 -0.0922 0.2872 0.2520
6.500 1.2801 0.00982 0.00339 -0.0920 0.2661 0.2818
6.750 1.3055 0.01017 0.00372 -0.0918 0.2446 0.3298
7.000 1.3232 0.00984 0.00413 -0.0902 0.2173 0.9123
7.250 1.3614 0.01039 0.00464 -0.0930 0.1869 1.0000
7.500 1.3847 0.01111 0.00519 -0.0927 0.1529 1.0000
8.000 1.4239 0.01274 0.00617 -0.0900 0.1092 0.7874
8.250 1.4467 0.01353 0.00675 -0.0895 0.0837 0.7156
10.500 1.6440 0.01968 0.01318 -0.0861 0.0027 1.0000
10.750 1.6615 0.02055 0.01411 -0.0851 0.0020 1.0000
11.000 1.6781 0.02143 0.01507 -0.0841 0.0015 1.0000
11.250 1.6940 0.02229 0.01602 -0.0829 0.0013 1.0000
11.500 1.7078 0.02325 0.01706 -0.0816 0.0011 1.0000
11.750 1.7182 0.02438 0.01827 -0.0800 0.0010 1.0000
12.000 1.7202 0.02567 0.01966 -0.0773 0.0009 1.0000
12.250 1.7168 0.02766 0.02179 -0.0752 0.0007 1.0000
12.500 1.7188 0.02966 0.02391 -0.0742 0.0007 1.0000
12.750 1.7199 0.03196 0.02632 -0.0735 0.0007 1.0000
13.000 1.7218 0.03423 0.02868 -0.0728 0.0006 1.0000
13.250 1.7220 0.03687 0.03143 -0.0724 0.0006 1.0000
13.500 1.7227 0.03962 0.03429 -0.0723 0.0006 1.0000
13.750 1.7203 0.04285 0.03764 -0.0724 0.0006 1.0000
14.000 1.7159 0.04641 0.04132 -0.0727 0.0005 1.0000
14.250 1.7123 0.04981 0.04483 -0.0727 0.0005 1.0000
14.500 1.7071 0.05355 0.04869 -0.0732 0.0005 1.0000
14.750 1.7017 0.05737 0.05262 -0.0736 0.0005 1.0000
15.000 1.6944 0.06149 0.05685 -0.0742 0.0005 1.0000
15.250 1.6861 0.06588 0.06135 -0.0749 0.0004 1.0000
15.500 1.6802 0.07012 0.06570 -0.0758 0.0004 1.0000
15.750 1.6636 0.07486 0.07018 -0.0752 0.0004 0.7855
16.000 1.6638 0.07969 0.07550 -0.0783 0.0004 1.0000
16.250 1.6520 0.08534 0.08128 -0.0800 0.0004 1.0000
16.500 1.6433 0.09058 0.08664 -0.0817 0.0004 1.0000
16.750 1.6343 0.09603 0.09221 -0.0836 0.0004 1.0000
17.000 1.6252 0.10160 0.09789 -0.0857 0.0003 1.0000
17.250 1.6142 0.10765 0.10407 -0.0880 0.0003 1.0000
17.500 1.6038 0.11376 0.11032 -0.0905 0.0003 1.0000
17.750 1.5925 0.12015 0.11683 -0.0933 0.0003 1.0000
18.000 1.5823 0.12643 0.12322 -0.0961 0.0003 1.0000
18.250 1.5704 0.13319 0.13010 -0.0993 0.0003 1.0000
18.500 1.5598 0.13983 0.13687 -0.1027 0.0003 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 378 AIRFOIL (e378-il)