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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 379 AIRFOIL (e379-il)