EPPLER 378 AIRFOIL (e378-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 378 AIRFOIL (e378-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 32.59 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e378-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e378-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.2475 0.11394 0.10783 -0.0183 1.0000 0.0616
-7.750 -0.2441 0.11183 0.10580 -0.0181 1.0000 0.0630
-7.500 -0.2566 0.11189 0.10599 -0.0157 1.0000 0.0635
-7.250 -0.2462 0.10887 0.10301 -0.0161 1.0000 0.0654
-7.000 -0.2308 0.10579 0.09997 -0.0174 1.0000 0.0675
-6.750 -0.2432 0.10603 0.10032 -0.0154 1.0000 0.0681
-6.500 -0.2403 0.10541 0.09978 -0.0161 1.0000 0.0692
-6.250 -0.2206 0.10540 0.09980 -0.0209 1.0000 0.0702
-6.000 -0.2077 0.10663 0.10108 -0.0255 1.0000 0.0705
-5.750 -0.2101 0.09861 0.09321 -0.0198 1.0000 0.0715
-5.500 -0.2154 0.09579 0.09045 -0.0171 1.0000 0.0726
-5.250 -0.2080 0.09261 0.08739 -0.0162 1.0000 0.0744
-5.000 -0.2076 0.09079 0.08574 -0.0153 1.0000 0.0763
-4.750 -0.2156 0.09028 0.08537 -0.0140 1.0000 0.0772
-4.500 -0.2243 0.08997 0.08516 -0.0130 1.0000 0.0781
-4.250 -0.2001 0.08825 0.08345 -0.0195 0.9930 0.0815
-4.000 -0.1362 0.08747 0.08251 -0.0360 0.9830 0.0846
-3.750 -0.0961 0.07928 0.07434 -0.0411 0.9630 0.0891
-3.500 -0.0394 0.07669 0.07157 -0.0529 0.9503 0.0967
-3.250 0.0069 0.07238 0.06721 -0.0613 0.9379 0.1006
-3.000 0.0462 0.06943 0.06416 -0.0677 0.9293 0.1093
-2.750 0.1017 0.06531 0.05996 -0.0769 0.9147 0.1170
-2.500 0.1650 0.06273 0.05718 -0.0880 0.9011 0.1270
-2.250 0.2246 0.06159 0.05582 -0.0976 0.8879 0.1391
-2.000 0.2401 0.05705 0.05135 -0.0972 0.8781 0.1442
-1.750 0.2846 0.05477 0.04891 -0.1031 0.8712 0.1559
-1.500 0.3255 0.05250 0.04654 -0.1075 0.8572 0.1703
-1.250 0.3521 0.05090 0.04482 -0.1096 0.8491 0.1867
-1.000 0.3973 0.04877 0.04253 -0.1142 0.8395 0.2103
-0.750 0.4221 0.04735 0.04101 -0.1154 0.8303 0.2288
-0.500 0.4530 0.04586 0.03942 -0.1175 0.8200 0.2541
-0.250 0.4887 0.04362 0.03706 -0.1196 0.8120 0.3074
0.000 0.5058 0.04215 0.03556 -0.1193 0.8013 0.3634
0.500 0.5552 0.03752 0.03082 -0.1195 0.7832 0.5267
0.750 0.5752 0.03666 0.02989 -0.1196 0.7727 0.5698
1.000 0.6171 0.03579 0.02871 -0.1224 0.7666 0.5792
1.250 0.6577 0.03601 0.02833 -0.1242 0.7688 0.5258
1.500 0.6840 0.03760 0.02947 -0.1232 0.7705 0.4221
1.750 0.7215 0.03894 0.03023 -0.1228 0.7696 0.2867
2.000 0.7278 0.03944 0.03054 -0.1183 0.7718 0.2864
2.250 0.7427 0.04013 0.03099 -0.1164 0.7597 0.2749
2.500 0.7608 0.04028 0.03098 -0.1137 0.7542 0.2728
2.750 0.7267 0.04251 0.03334 -0.1035 0.7474 0.2705
3.000 0.7361 0.04301 0.03378 -0.1012 0.7335 0.2855
3.250 0.7774 0.04204 0.03260 -0.1019 0.7247 0.2916
3.500 0.8095 0.04134 0.03182 -0.1009 0.7176 0.3138
3.750 0.8921 0.03828 0.02853 -0.1073 0.7107 0.3491
4.000 0.9345 0.03724 0.02748 -0.1080 0.7037 0.3898
4.250 0.9980 0.03480 0.02539 -0.1117 0.6973 0.4896
4.500 1.0428 0.03554 0.02601 -0.1161 0.6839 0.8380
4.750 1.0647 0.03744 0.02849 -0.1179 0.6705 1.0000
5.000 1.0820 0.04004 0.03094 -0.1185 0.6600 1.0000
5.250 1.1165 0.04021 0.03096 -0.1181 0.6527 1.0000
5.500 1.1175 0.04352 0.03434 -0.1169 0.6416 1.0000
5.750 1.1235 0.04732 0.03813 -0.1173 0.6299 1.0000
6.000 1.1532 0.04789 0.03880 -0.1165 0.6211 1.0000
6.250 1.1615 0.05005 0.04106 -0.1146 0.6109 1.0000
6.500 1.1563 0.05420 0.04528 -0.1136 0.5989 1.0000
6.750 1.1647 0.05623 0.04743 -0.1112 0.5888 1.0000
7.000 1.1748 0.05956 0.05079 -0.1116 0.5758 1.0000
7.250 1.2271 0.05741 0.04879 -0.1097 0.5653 1.0000
7.500 1.2181 0.06144 0.05302 -0.1079 0.5521 1.0000
7.750 1.2186 0.06492 0.05659 -0.1068 0.5381 1.0000
8.000 1.2406 0.06677 0.05853 -0.1068 0.5228 1.0000
8.250 1.2304 0.07054 0.06243 -0.1044 0.5092 1.0000
8.500 1.2205 0.07399 0.06601 -0.1014 0.4960 1.0000
8.750 1.3234 0.06508 0.05762 -0.0972 0.4784 1.0000
9.000 1.2571 0.07720 0.06947 -0.0997 0.4622 1.0000
9.250 1.2507 0.08080 0.07318 -0.0978 0.4469 1.0000
9.500 1.2407 0.08565 0.07807 -0.0979 0.4303 1.0000
9.750 1.2521 0.08663 0.07934 -0.0947 0.4141 1.0000
10.000 1.4430 0.05490 0.04895 -0.0711 0.3841 1.0000
10.250 1.4627 0.04953 0.04372 -0.0574 0.3644 1.0000
10.500 1.5153 0.04743 0.04155 -0.0518 0.3056 0.9870
10.750 1.5110 0.04636 0.04049 -0.0475 0.2837 0.9909
11.000 1.5073 0.04666 0.04069 -0.0424 0.2576 0.9925
11.250 1.5020 0.04683 0.04068 -0.0386 0.2371 1.0000
11.500 1.5064 0.04861 0.04224 -0.0367 0.2092 1.0000
11.750 1.5321 0.05222 0.04545 -0.0413 0.1721 1.0000
12.000 1.5414 0.05643 0.04971 -0.0432 0.1489 1.0000
12.250 1.5549 0.06072 0.05383 -0.0440 0.1285 1.0000
12.500 1.5585 0.06502 0.05821 -0.0436 0.1154 1.0000
12.750 1.5660 0.06978 0.06299 -0.0435 0.1037 1.0000
13.000 1.5480 0.07451 0.06817 -0.0429 0.1014 1.0000
13.250 1.5306 0.07966 0.07365 -0.0429 0.0990 1.0000
13.500 1.5373 0.08450 0.07845 -0.0420 0.0910 1.0000
13.750 1.5165 0.09050 0.08474 -0.0433 0.0908 1.0000
14.000 1.4941 0.09661 0.09113 -0.0443 0.0908 1.0000
14.250 1.4712 0.10331 0.09807 -0.0463 0.0911 1.0000
14.500 1.4484 0.11045 0.10543 -0.0488 0.0915 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 378 AIRFOIL (e378-il)