Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

EPPLER 379 AIRFOIL (e379-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 379 AIRFOIL (e379-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 23.24 at α=10.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e379-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-e379-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: EPPLER 379 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.500  -0.2250   0.12043   0.11446  -0.0139   1.0000   0.0280
  -9.250  -0.2156   0.11747   0.11158  -0.0151   1.0000   0.0289
  -9.000  -0.2063   0.11477   0.10897  -0.0164   1.0000   0.0301
  -8.750  -0.1972   0.11243   0.10673  -0.0179   1.0000   0.0309
  -8.500  -0.1886   0.11020   0.10462  -0.0193   1.0000   0.0323
  -8.250  -0.1813   0.10828   0.10284  -0.0206   1.0000   0.0336
  -8.000  -0.1772   0.10689   0.10161  -0.0214   1.0000   0.0344
  -7.750  -0.1906   0.10735   0.10231  -0.0189   1.0000   0.0351
  -7.500  -0.2223   0.10936   0.10452  -0.0131   1.0000   0.0343
  -7.250  -0.2453   0.11056   0.10586  -0.0091   1.0000   0.0338
  -7.000  -0.2466   0.11003   0.10540  -0.0101   0.9963   0.0349
  -6.750  -0.2029   0.10756   0.10289  -0.0217   0.9824   0.0368
  -6.500  -0.1518   0.10831   0.10357  -0.0368   0.9672   0.0377
  -6.250  -0.1180   0.10365   0.09891  -0.0440   0.9564   0.0383
  -6.000  -0.1045   0.09601   0.09131  -0.0439   0.9476   0.0399
  -5.750  -0.0743   0.09199   0.08725  -0.0496   0.9376   0.0419
  -5.500  -0.0344   0.08826   0.08348  -0.0577   0.9287   0.0446
  -5.250  -0.0031   0.08584   0.08102  -0.0639   0.9173   0.0470
  -5.000   0.0349   0.08486   0.07998  -0.0720   0.9055   0.0492
  -4.750   0.0891   0.08680   0.08174  -0.0845   0.8932   0.0502
  -4.500   0.0911   0.07931   0.07426  -0.0814   0.8863   0.0516
  -4.250   0.1100   0.07610   0.07104  -0.0833   0.8771   0.0544
  -4.000   0.1294   0.07448   0.06939  -0.0858   0.8670   0.0572
  -3.750   0.1645   0.07346   0.06829  -0.0916   0.8577   0.0612
  -3.500   0.2087   0.07221   0.06692  -0.0990   0.8495   0.0632
  -3.250   0.2100   0.06953   0.06430  -0.0972   0.8404   0.0653
  -3.000   0.2374   0.06741   0.06211  -0.1003   0.8331   0.0701
  -2.500   0.2899   0.06559   0.06015  -0.1068   0.8162   0.0769
  -2.250   0.3192   0.06326   0.05775  -0.1096   0.8098   0.0835
  -2.000   0.3517   0.06459   0.05891  -0.1139   0.8008   0.0879
  -1.750   0.3746   0.06077   0.05510  -0.1152   0.7956   0.0947
  -1.500   0.4005   0.06262   0.05678  -0.1182   0.7868   0.1004
  -1.250   0.4302   0.05921   0.05333  -0.1204   0.7819   0.1104
  -0.750   0.4807   0.05803   0.05196  -0.1245   0.7688   0.1275
  -0.500   0.4780   0.05841   0.05237  -0.1229   0.7615   0.1327
  -0.250   0.5241   0.05762   0.05128  -0.1273   0.7559   0.1524
   0.000   0.5210   0.05787   0.05157  -0.1257   0.7498   0.1596
   0.250   0.5511   0.05708   0.05066  -0.1279   0.7443   0.1823
   0.500   0.5658   0.05751   0.05099  -0.1284   0.7390   0.2056
   1.250   0.6009   0.05591   0.04934  -0.1282   0.7251   0.3690
   1.500   0.6104   0.05602   0.04942  -0.1278   0.7212   0.4149
   1.750   0.6501   0.05471   0.04785  -0.1299   0.7159   0.4768
   2.000   0.6556   0.05610   0.04916  -0.1296   0.7125   0.4940
   2.250   0.6703   0.05742   0.05033  -0.1303   0.7091   0.5114
   2.500   0.7150   0.05766   0.05025  -0.1335   0.7030   0.5347
   2.750   0.7296   0.05955   0.05196  -0.1343   0.7001   0.5371
   3.000   0.7413   0.06170   0.05398  -0.1350   0.6988   0.5317
   3.250   0.7535   0.06408   0.05621  -0.1356   0.6981   0.5158
   3.500   0.7665   0.06676   0.05872  -0.1363   0.6989   0.4831
   3.750   0.7841   0.06978   0.06157  -0.1371   0.7011   0.4221
   4.000   0.6466   0.07560   0.06826  -0.1324   0.8491   0.5267
   4.250   0.6807   0.07796   0.07037  -0.1350   0.8354   0.5119
   4.500   0.7050   0.08036   0.07254  -0.1359   0.8212   0.4645
   4.750   0.7225   0.08275   0.07473  -0.1355   0.8059   0.4048
   5.000   0.7446   0.08515   0.07696  -0.1356   0.7910   0.3428
   5.250   0.7668   0.08770   0.07929  -0.1354   0.7766   0.2834
   5.500   0.7894   0.09012   0.08150  -0.1354   0.7632   0.2310
   5.750   0.8134   0.09232   0.08357  -0.1354   0.7499   0.1802
   6.000   0.8343   0.09463   0.08563  -0.1352   0.7369   0.1512
   6.250   0.8564   0.09667   0.08748  -0.1355   0.7243   0.1333
   6.500   0.8767   0.09884   0.08945  -0.1355   0.7113   0.1223
   6.750   0.8989   0.10113   0.09157  -0.1359   0.6997   0.1175
   7.000   0.9188   0.10339   0.09370  -0.1360   0.6869   0.1203
   7.250   0.9384   0.10582   0.09601  -0.1362   0.6743   0.1357
   7.500   0.9606   0.10814   0.09847  -0.1368   0.6616   0.2357
   7.750   0.9779   0.11017   0.10058  -0.1362   0.6487   1.0000
   8.000   0.9907   0.11297   0.10316  -0.1358   0.6356   1.0000
   8.250   1.0021   0.11580   0.10586  -0.1354   0.6223   1.0000
   8.500   1.0131   0.11866   0.10865  -0.1351   0.6089   1.0000
   8.750   1.0212   0.12145   0.11140  -0.1346   0.5958   1.0000
   9.000   1.0290   0.12428   0.11421  -0.1341   0.5828   1.0000
   9.250   1.0327   0.12705   0.11699  -0.1336   0.5702   1.0000
   9.500   0.8619   0.13268   0.12385  -0.1138   0.5398   1.0000
   9.750   0.8845   0.13642   0.12748  -0.1142   0.5288   1.0000
  10.000   0.8782   0.13837   0.12948  -0.1136   0.5172   1.0000
  10.250   0.8768   0.14078   0.13192  -0.1133   0.5061   1.0000
  10.500   1.4580   0.06291   0.05535  -0.0909   0.3389   1.0000
  10.750   1.4608   0.06287   0.05558  -0.0889   0.3005   1.0000
  11.000   1.4496   0.06733   0.06023  -0.0890   0.2836   1.0000
  11.250   1.4484   0.06997   0.06301  -0.0884   0.2574   1.0000
  11.500   1.4490   0.07207   0.06501  -0.0874   0.2206   1.0000
  11.750   1.4431   0.07560   0.06841  -0.0870   0.1874   1.0000
  12.000   1.4321   0.08001   0.07257  -0.0870   0.1518   1.0000
  12.250   1.4164   0.08544   0.07773  -0.0877   0.1148   1.0000
  12.500   1.3985   0.09156   0.08353  -0.0889   0.0805   1.0000
  12.750   1.3808   0.09801   0.08970  -0.0905   0.0572   1.0000
  13.000   1.3690   0.10381   0.09542  -0.0919   0.0484   1.0000
  13.250   1.3589   0.10950   0.10111  -0.0934   0.0437   1.0000
  13.500   1.3516   0.11488   0.10657  -0.0948   0.0409   1.0000
  13.750   1.3456   0.12006   0.11188  -0.0961   0.0389   1.0000
  14.000   1.3408   0.12511   0.11706  -0.0975   0.0372   1.0000
  14.250   1.3375   0.12987   0.12194  -0.0988   0.0360   1.0000
  14.500   1.3358   0.13426   0.12643  -0.0999   0.0349   1.0000
<< Back to EPPLER 379 AIRFOIL (e379-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 379 AIRFOIL (e379-il)