EPPLER 379 AIRFOIL (e379-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 379 AIRFOIL (e379-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 40.57 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e379-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-e379-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.2939 0.11455 0.10838 -0.0005 1.0000 0.0195
-8.250 -0.2850 0.11322 0.10713 -0.0024 1.0000 0.0198
-8.000 -0.2760 0.11203 0.10604 -0.0045 1.0000 0.0199
-7.750 -0.2640 0.11186 0.10597 -0.0083 1.0000 0.0201
-7.500 -0.2549 0.10526 0.09944 -0.0074 1.0000 0.0207
-7.250 -0.2448 0.10150 0.09576 -0.0084 1.0000 0.0215
-7.000 -0.2332 0.09868 0.09303 -0.0103 1.0000 0.0222
-6.750 -0.2206 0.09611 0.09055 -0.0124 1.0000 0.0229
-6.500 -0.2075 0.09362 0.08815 -0.0146 1.0000 0.0236
-6.250 -0.1942 0.09125 0.08589 -0.0170 1.0000 0.0244
-6.000 -0.1822 0.08916 0.08394 -0.0192 1.0000 0.0251
-5.750 -0.1544 0.08633 0.08114 -0.0254 0.9691 0.0262
-5.500 -0.1129 0.08371 0.07845 -0.0344 0.9374 0.0273
-5.250 -0.0670 0.08247 0.07696 -0.0446 0.9099 0.0279
-5.000 -0.0469 0.07765 0.07213 -0.0467 0.8890 0.0285
-4.750 -0.0300 0.07362 0.06805 -0.0480 0.8692 0.0299
-4.500 -0.0078 0.07087 0.06522 -0.0505 0.8503 0.0316
-4.250 0.0164 0.06848 0.06273 -0.0534 0.8334 0.0336
-4.000 0.0440 0.06652 0.06065 -0.0570 0.8176 0.0358
-3.750 0.0828 0.06582 0.05977 -0.0628 0.8024 0.0373
-3.500 0.1067 0.06292 0.05680 -0.0650 0.7898 0.0380
-3.250 0.1231 0.05933 0.05316 -0.0654 0.7785 0.0403
-3.000 0.1514 0.05711 0.05084 -0.0683 0.7665 0.0436
-2.750 0.1969 0.05688 0.05036 -0.0741 0.7548 0.0469
-2.500 0.2192 0.05349 0.04693 -0.0755 0.7449 0.0484
-2.250 0.2427 0.05069 0.04404 -0.0769 0.7360 0.0521
-2.000 0.2804 0.04952 0.04267 -0.0805 0.7261 0.0574
-1.750 0.3113 0.04734 0.04038 -0.0830 0.7168 0.0598
-1.500 0.3403 0.04534 0.03824 -0.0847 0.7089 0.0662
-1.250 0.3736 0.04363 0.03627 -0.0872 0.7000 0.0714
-1.000 0.4137 0.04349 0.03586 -0.0901 0.6915 0.0810
-0.750 0.4436 0.04182 0.03402 -0.0915 0.6842 0.0933
-0.500 0.4675 0.03903 0.03122 -0.0925 0.6762 0.1083
-0.250 0.5006 0.03831 0.03023 -0.0939 0.6696 0.1308
0.000 0.5269 0.03613 0.02802 -0.0950 0.6615 0.1475
0.500 0.5858 0.03342 0.02501 -0.0969 0.6475 0.2006
1.000 0.6427 0.03071 0.02187 -0.0982 0.6342 0.2810
1.250 0.6911 0.03137 0.02183 -0.0982 0.6289 0.0757
1.500 0.7240 0.03077 0.02089 -0.0984 0.6214 0.0576
1.750 0.7530 0.02979 0.01966 -0.0983 0.6160 0.0538
2.000 0.7851 0.02924 0.01879 -0.0989 0.6089 0.0522
2.250 0.8175 0.02871 0.01782 -0.0990 0.6032 0.0594
2.750 0.8792 0.02781 0.01624 -0.0995 0.5906 0.0732
3.000 0.9067 0.02752 0.01568 -0.0992 0.5846 0.0770
3.250 0.9324 0.02742 0.01537 -0.0987 0.5782 0.0818
3.500 0.9576 0.02735 0.01519 -0.0980 0.5733 0.0907
3.750 0.9823 0.02769 0.01557 -0.0980 0.5659 0.1238
4.000 1.0117 0.02692 0.01557 -0.0983 0.5610 1.0000
4.250 1.0356 0.02778 0.01625 -0.0983 0.5533 1.0000
4.500 1.0604 0.02821 0.01649 -0.0976 0.5480 1.0000
4.750 1.0835 0.02912 0.01740 -0.0975 0.5404 1.0000
5.000 1.1080 0.02957 0.01781 -0.0968 0.5348 1.0000
5.250 1.1303 0.03053 0.01885 -0.0966 0.5270 1.0000
5.500 1.1547 0.03097 0.01947 -0.0959 0.5212 1.0000
5.750 1.1762 0.03198 0.02061 -0.0957 0.5129 1.0000
6.000 1.2008 0.03230 0.02096 -0.0948 0.5070 1.0000
6.250 1.2212 0.03339 0.02224 -0.0945 0.4976 1.0000
6.500 1.2446 0.03385 0.02283 -0.0937 0.4903 1.0000
6.750 1.2665 0.03449 0.02365 -0.0929 0.4814 1.0000
7.000 1.2867 0.03537 0.02476 -0.0923 0.4714 1.0000
7.250 1.3098 0.03567 0.02525 -0.0912 0.4628 1.0000
7.500 1.3324 0.03593 0.02628 -0.0899 0.4531 1.0000
7.750 1.3518 0.03662 0.02733 -0.0890 0.4413 1.0000
8.000 1.3719 0.03712 0.02817 -0.0878 0.4293 1.0000
8.250 1.3923 0.03742 0.02883 -0.0865 0.4166 1.0000
8.500 1.4130 0.03757 0.02937 -0.0850 0.4025 1.0000
8.750 1.4287 0.03522 0.02708 -0.0814 0.3504 1.0000
9.000 1.4394 0.03573 0.02778 -0.0794 0.3075 1.0000
9.250 1.4460 0.03699 0.02909 -0.0773 0.2585 1.0000
9.500 1.4332 0.04007 0.03138 -0.0752 0.1822 1.0000
9.750 1.4158 0.04405 0.03498 -0.0738 0.1399 1.0000
10.000 1.3983 0.04868 0.03936 -0.0736 0.1057 1.0000
10.250 1.3809 0.05382 0.04424 -0.0741 0.0742 1.0000
10.500 1.3667 0.05880 0.04904 -0.0747 0.0519 1.0000
10.750 1.3526 0.06400 0.05411 -0.0753 0.0361 1.0000
11.000 1.3421 0.06885 0.05899 -0.0759 0.0301 1.0000
11.250 1.3327 0.07370 0.06396 -0.0765 0.0260 1.0000
11.500 1.3231 0.07868 0.06904 -0.0773 0.0232 1.0000
11.750 1.3149 0.08354 0.07405 -0.0781 0.0219 1.0000
12.000 1.3053 0.08874 0.07931 -0.0791 0.0205 1.0000
12.250 1.2990 0.09348 0.08427 -0.0800 0.0193 1.0000
12.500 1.2937 0.09819 0.08921 -0.0809 0.0183 1.0000
12.750 1.2891 0.10290 0.09413 -0.0818 0.0171 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 379 AIRFOIL (e379-il)