EPPLER 378 AIRFOIL (e378-il) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 378 AIRFOIL (e378-il) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 37.12 at α=13.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e378-il-500000.txt Download as CSV file: xf-e378-il-500000.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 = 0.500 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.2967 0.12763 0.12480 -0.0143 0.8167 0.0074
-9.750 -0.2899 0.12435 0.12152 -0.0141 0.8182 0.0075
-9.500 -0.2808 0.12155 0.11871 -0.0153 0.8157 0.0079
-9.250 -0.2714 0.11897 0.11611 -0.0168 0.8135 0.0080
-9.000 -0.2598 0.11676 0.11392 -0.0199 0.8085 0.0080
-8.750 -0.2551 0.11339 0.11054 -0.0178 0.8132 0.0081
-8.500 -0.2447 0.11110 0.10825 -0.0202 0.8082 0.0081
-8.250 -0.2351 0.10887 0.10603 -0.0223 0.8022 0.0081
-8.000 -0.2275 0.10621 0.10337 -0.0226 0.8011 0.0082
-7.750 -0.2202 0.10401 0.10114 -0.0234 0.7978 0.0082
-7.500 -0.2112 0.10197 0.09915 -0.0256 0.7917 0.0082
-7.250 -0.2039 0.09943 0.09660 -0.0260 0.7908 0.0082
-7.000 -0.1942 0.09653 0.09370 -0.0262 0.7890 0.0082
-6.750 -0.1796 0.09435 0.09146 -0.0301 0.7809 0.0082
-5.750 -0.1213 0.08086 0.07818 -0.0377 0.6946 0.0087
-5.500 -0.0710 0.07996 0.07704 -0.0628 0.6512 0.0089
-5.250 -0.0470 0.07740 0.07445 -0.0678 0.6405 0.0091
-5.000 -0.0212 0.07485 0.07186 -0.0730 0.6310 0.0095
-4.750 0.0069 0.07260 0.06957 -0.0790 0.6217 0.0099
-4.500 0.0337 0.07016 0.06708 -0.0834 0.6136 0.0103
-4.250 0.0625 0.06782 0.06468 -0.0882 0.6064 0.0110
-4.000 0.0990 0.06635 0.06315 -0.0947 0.5982 0.0117
-3.750 0.1318 0.06434 0.06103 -0.0992 0.5924 0.0118
-3.500 0.1581 0.06260 0.05923 -0.1024 0.5854 0.0118
-3.250 0.1657 0.06013 0.05671 -0.1027 0.5793 0.0122
-3.000 0.1643 0.05974 0.05633 -0.1004 0.5725 0.0124
-2.750 0.1676 0.05872 0.05526 -0.0978 0.5674 0.0129
-2.500 0.1520 0.05866 0.05517 -0.0911 0.5621 0.0130
-2.250 0.1535 0.05798 0.05446 -0.0880 0.5566 0.0135
-2.000 0.1395 0.05873 0.05512 -0.0828 0.5510 0.0139
-1.750 0.1162 0.06080 0.05717 -0.0768 0.5445 0.0138
-1.500 0.1216 0.06069 0.05697 -0.0748 0.5397 0.0149
-1.250 0.0709 0.06624 0.06247 -0.0657 0.5326 0.0139
-1.000 0.0401 0.07044 0.06661 -0.0592 0.5262 0.0137
-0.750 -0.0191 0.07803 0.07415 -0.0484 0.5194 0.0130
-0.500 -0.0378 0.08142 0.07751 -0.0428 0.5136 0.0130
-0.250 -0.0398 0.08299 0.07903 -0.0392 0.5094 0.0134
0.000 -0.0353 0.08396 0.07996 -0.0362 0.5054 0.0143
0.250 -0.0200 0.08433 0.08029 -0.0342 0.5011 0.0160
0.500 0.0045 0.08545 0.08132 -0.0325 0.4971 0.0168
0.750 0.0036 0.08746 0.08325 -0.0284 0.4932 0.0168
1.000 -0.0231 0.09137 0.08719 -0.0212 0.4879 0.0172
1.250 -0.0484 0.09657 0.09237 -0.0136 0.4830 0.0172
1.500 -0.0812 0.10357 0.09933 -0.0045 0.4785 0.0170
1.750 -0.1081 0.10961 0.10541 0.0039 0.4731 0.0170
2.000 -0.1338 0.11571 0.11149 0.0124 0.4684 0.0169
2.250 -0.1741 0.12421 0.11997 0.0229 0.4640 0.0168
2.500 -0.2031 0.13095 0.12677 0.0324 0.4588 0.0168
2.750 -0.2103 0.13505 0.13086 0.0395 0.4550 0.0168
13.250 1.6261 0.04381 0.03767 -0.0527 0.0048 0.8268
13.500 1.6101 0.05012 0.04411 -0.0570 0.0045 0.8088
13.750 1.5978 0.05510 0.04929 -0.0563 0.0044 0.8119
14.000 1.5929 0.05942 0.05375 -0.0573 0.0043 0.8113
14.250 1.5852 0.06411 0.05859 -0.0582 0.0042 0.8110
14.500 1.5766 0.06885 0.06348 -0.0587 0.0040 0.8119
14.750 1.5661 0.07368 0.06847 -0.0583 0.0039 0.8164
15.000 1.5568 0.07905 0.07397 -0.0604 0.0039 0.8130
15.250 1.5466 0.08416 0.07923 -0.0608 0.0038 0.8161
15.500 1.5372 0.08938 0.08460 -0.0620 0.0038 0.8168
15.750 1.5282 0.09510 0.09046 -0.0648 0.0037 0.8125
16.000 1.5188 0.10060 0.09612 -0.0660 0.0037 0.8136
16.250 1.5107 0.10625 0.10191 -0.0682 0.0036 0.8129
16.500 1.5016 0.11202 0.10784 -0.0698 0.0036 0.8140
16.750 1.4930 0.11789 0.11388 -0.0719 0.0036 0.8143
17.000 1.4853 0.12385 0.11998 -0.0747 0.0035 0.8135
17.250 1.4768 0.12997 0.12628 -0.0773 0.0035 0.8140
17.500 1.4690 0.13616 0.13262 -0.0804 0.0034 0.8136
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 378 AIRFOIL (e378-il)