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=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 378 AIRFOIL (e378-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 38.32 at α=9.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e378-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-e378-il-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.750  -0.2511   0.10905   0.10305  -0.0061   1.0000   0.0428
  -7.500  -0.2413   0.10631   0.10041  -0.0072   1.0000   0.0439
  -7.250  -0.2320   0.10388   0.09807  -0.0087   1.0000   0.0450
  -7.000  -0.2221   0.10151   0.09582  -0.0102   1.0000   0.0462
  -6.750  -0.2111   0.09917   0.09359  -0.0122   1.0000   0.0476
  -6.500  -0.1993   0.09698   0.09154  -0.0146   1.0000   0.0489
  -6.250  -0.1883   0.09530   0.09000  -0.0173   1.0000   0.0502
  -6.000  -0.1555   0.09350   0.08817  -0.0264   0.9515   0.0516
  -5.750  -0.1122   0.09206   0.08662  -0.0379   0.9124   0.0522
  -5.500  -0.0859   0.08862   0.08311  -0.0429   0.8890   0.0526
  -5.250  -0.0757   0.08245   0.07691  -0.0407   0.8705   0.0540
  -5.000  -0.0589   0.07916   0.07356  -0.0422   0.8556   0.0559
  -4.750  -0.0398   0.07659   0.07091  -0.0443   0.8354   0.0581
  -4.500  -0.0186   0.07428   0.06851  -0.0470   0.8188   0.0606
  -4.250   0.0086   0.07246   0.06659  -0.0518   0.8074   0.0635
  -4.000   0.0479   0.07209   0.06603  -0.0599   0.7933   0.0651
  -3.750   0.0659   0.06839   0.06229  -0.0609   0.7827   0.0662
  -3.500   0.0776   0.06469   0.05856  -0.0595   0.7715   0.0696
  -3.250   0.1058   0.06259   0.05633  -0.0631   0.7593   0.0756
  -3.000   0.1597   0.06235   0.05588  -0.0735   0.7486   0.0789
  -2.750   0.1706   0.05786   0.05142  -0.0720   0.7401   0.0807
  -2.500   0.1963   0.05509   0.04860  -0.0742   0.7316   0.0840
  -2.250   0.2316   0.05297   0.04632  -0.0785   0.7245   0.0895
  -2.000   0.2848   0.05222   0.04528  -0.0863   0.7159   0.0925
  -1.750   0.3029   0.04846   0.04152  -0.0862   0.7088   0.0946
  -1.500   0.3321   0.04618   0.03910  -0.0880   0.7010   0.1004
  -1.250   0.3664   0.04427   0.03702  -0.0909   0.6928   0.1111
  -0.750   0.4475   0.03950   0.03168  -0.0979   0.6778   0.0736
  -0.500   0.4955   0.03730   0.02899  -0.1020   0.6710   0.0652
  -0.250   0.5220   0.03590   0.02754  -0.1028   0.6633   0.0758
   0.000   0.5578   0.03411   0.02539  -0.1046   0.6570   0.0755
   0.250   0.5937   0.03247   0.02341  -0.1063   0.6501   0.0760
   0.500   0.6255   0.03133   0.02200  -0.1072   0.6435   0.0838
   0.750   0.6594   0.03012   0.02037  -0.1082   0.6373   0.0906
   1.000   0.6904   0.02911   0.01905  -0.1088   0.6307   0.0957
   1.250   0.7201   0.02858   0.01821  -0.1089   0.6250   0.1108
   1.500   0.7527   0.02806   0.01731  -0.1098   0.6175   0.1227
   1.750   0.7831   0.02770   0.01657  -0.1099   0.6123   0.1382
   2.000   0.8134   0.02757   0.01619  -0.1105   0.6046   0.1511
   2.250   0.8421   0.02745   0.01583  -0.1103   0.5990   0.1681
   2.500   0.8707   0.02746   0.01568  -0.1105   0.5921   0.1788
   2.750   0.8976   0.02752   0.01564  -0.1102   0.5862   0.1978
   3.000   0.9240   0.02768   0.01571  -0.1100   0.5799   0.2144
   3.250   0.9495   0.02791   0.01597  -0.1097   0.5734   0.2330
   3.500   0.9752   0.02799   0.01598  -0.1090   0.5686   0.2568
   3.750   0.9996   0.02851   0.01662  -0.1090   0.5607   0.2823
   4.000   1.0248   0.02862   0.01682  -0.1084   0.5556   0.3147
   4.250   1.0487   0.02913   0.01755  -0.1083   0.5482   0.3610
   4.500   1.0765   0.02892   0.01788  -0.1084   0.5423   1.0000
   4.750   1.1004   0.02976   0.01866  -0.1081   0.5353   1.0000
   5.000   1.1248   0.03036   0.01919  -0.1075   0.5289   1.0000
   5.250   1.1482   0.03116   0.02010  -0.1071   0.5219   1.0000
   5.500   1.1717   0.03180   0.02078  -0.1064   0.5149   1.0000
   5.750   1.1945   0.03259   0.02165  -0.1059   0.5075   1.0000
   6.000   1.2178   0.03318   0.02231  -0.1052   0.5001   1.0000
   6.250   1.2393   0.03407   0.02334  -0.1046   0.4916   1.0000
   6.500   1.2635   0.03436   0.02380  -0.1035   0.4845   1.0000
   6.750   1.2831   0.03542   0.02508  -0.1030   0.4743   1.0000
   7.000   1.3062   0.03580   0.02559  -0.1019   0.4661   1.0000
   7.250   1.3286   0.03619   0.02615  -0.1008   0.4567   1.0000
   7.500   1.3478   0.03701   0.02720  -0.0999   0.4455   1.0000
   7.750   1.3685   0.03748   0.02798  -0.0988   0.4344   1.0000
   8.000   1.3908   0.03759   0.02828  -0.0974   0.4231   1.0000
   8.250   1.4131   0.03754   0.02843  -0.0960   0.4110   1.0000
   8.500   1.4328   0.03775   0.02888  -0.0945   0.3969   1.0000
   8.750   1.4497   0.03823   0.02964  -0.0931   0.3808   1.0000
   9.000   1.4660   0.03864   0.03031  -0.0916   0.3633   1.0000
   9.250   1.4835   0.03871   0.03067  -0.0898   0.3443   1.0000
   9.500   1.4942   0.03963   0.03184  -0.0881   0.3226   1.0000
   9.750   1.5050   0.04034   0.03267  -0.0862   0.2990   1.0000
  10.000   1.5110   0.04156   0.03397  -0.0843   0.2739   1.0000
  10.250   1.5105   0.04351   0.03595  -0.0825   0.2491   1.0000
  10.500   1.5049   0.04588   0.03827  -0.0806   0.2280   1.0000
  10.750   1.4974   0.04887   0.04122  -0.0795   0.2094   1.0000
  11.000   1.4894   0.05217   0.04444  -0.0786   0.1925   1.0000
  11.250   1.4809   0.05585   0.04806  -0.0782   0.1771   1.0000
  11.500   1.4731   0.05969   0.05188  -0.0780   0.1633   1.0000
  11.750   1.4652   0.06367   0.05583  -0.0780   0.1504   1.0000
  12.000   1.4575   0.06774   0.05993  -0.0781   0.1385   1.0000
  12.250   1.4505   0.07191   0.06416  -0.0782   0.1273   1.0000
  12.500   1.4451   0.07592   0.06824  -0.0783   0.1176   1.0000
  12.750   1.4394   0.07997   0.07229  -0.0784   0.1087   1.0000
  13.000   1.4330   0.08425   0.07661  -0.0790   0.1001   1.0000
  13.250   1.4267   0.08876   0.08128  -0.0795   0.0922   1.0000
  13.500   1.4227   0.09264   0.08520  -0.0797   0.0853   1.0000
  13.750   1.4159   0.09759   0.09044  -0.0808   0.0788   1.0000
  14.000   1.4112   0.10184   0.09464  -0.0816   0.0728   1.0000
  14.250   1.4040   0.10727   0.10039  -0.0831   0.0678   1.0000
  14.500   1.4020   0.11123   0.10435  -0.0838   0.0628   1.0000
  14.750   1.3941   0.11702   0.11039  -0.0857   0.0594   1.0000
  15.000   1.3842   0.12348   0.11713  -0.0884   0.0564   1.0000
  15.250   1.3777   0.12897   0.12274  -0.0908   0.0530   1.0000
  15.500   1.3757   0.13340   0.12716  -0.0922   0.0498   1.0000
  15.750   1.3627   0.14139   0.13545  -0.0964   0.0491   1.0000
  16.000   1.3483   0.15018   0.14448  -0.1015   0.0488   1.0000
  16.250   1.3323   0.15993   0.15439  -0.1073   0.0489   1.0000
  16.500   1.3157   0.17063   0.16519  -0.1140   0.0492   1.0000
<< Back to EPPLER 378 AIRFOIL (e378-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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