E385 (8.41%) (e385-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: E385 (8.41%) (e385-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 38.7 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e385-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e385-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: E385 (8.41%)
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.2640 0.12157 0.11484 -0.0382 1.0000 0.1181
-9.000 -0.2710 0.12121 0.11461 -0.0382 1.0000 0.1207
-8.750 -0.2835 0.12186 0.11543 -0.0380 1.0000 0.1217
-8.500 -0.2757 0.11712 0.11076 -0.0367 1.0000 0.1238
-8.250 -0.2676 0.11334 0.10702 -0.0349 1.0000 0.1283
-8.000 -0.2723 0.11197 0.10576 -0.0332 1.0000 0.1317
-7.750 -0.2844 0.11164 0.10558 -0.0313 1.0000 0.1343
-7.500 -0.3047 0.11239 0.10650 -0.0285 1.0000 0.1357
-7.250 -0.3272 0.11328 0.10756 -0.0253 1.0000 0.1362
-7.000 -0.3498 0.11418 0.10862 -0.0229 1.0000 0.1366
-6.750 -0.3327 0.10795 0.10240 -0.0201 1.0000 0.1408
-6.500 -0.3417 0.10673 0.10127 -0.0172 1.0000 0.1437
-6.250 -0.3541 0.10601 0.10065 -0.0150 1.0000 0.1465
-6.000 -0.3687 0.10573 0.10049 -0.0145 1.0000 0.1497
-5.750 -0.3828 0.10618 0.10104 -0.0176 1.0000 0.1514
-5.500 -0.3816 0.10229 0.09721 -0.0139 1.0000 0.1540
-5.250 -0.3814 0.09979 0.09476 -0.0114 1.0000 0.1590
-5.000 -0.3847 0.09866 0.09368 -0.0143 1.0000 0.1651
-4.750 -0.3840 0.09610 0.09118 -0.0158 1.0000 0.1685
-4.500 -0.3824 0.09348 0.08858 -0.0128 1.0000 0.1753
-4.250 -0.3758 0.09112 0.08624 -0.0179 1.0000 0.1835
-4.000 -0.3726 0.08859 0.08374 -0.0157 1.0000 0.1917
-3.750 -0.3650 0.08582 0.08099 -0.0175 1.0000 0.2017
-3.500 -0.3534 0.08308 0.07826 -0.0205 1.0000 0.2148
-3.250 -0.3403 0.08043 0.07560 -0.0231 1.0000 0.2290
-3.000 -0.3286 0.07772 0.07290 -0.0242 1.0000 0.2445
-2.750 -0.3050 0.07540 0.07051 -0.0298 1.0000 0.2705
-2.500 -0.2950 0.07246 0.06761 -0.0291 1.0000 0.2874
-2.250 -0.2585 0.06974 0.06481 -0.0347 0.9936 0.3304
-1.250 0.1218 0.04558 0.03747 -0.1115 0.9634 0.1355
-1.000 0.1863 0.04272 0.03379 -0.1190 0.9576 0.1245
-0.750 0.2255 0.04126 0.03183 -0.1217 0.9511 0.1251
-0.500 0.2757 0.04024 0.03033 -0.1260 0.9449 0.1396
-0.250 0.3063 0.03961 0.02952 -0.1271 0.9383 0.1581
0.000 0.3499 0.03886 0.02874 -0.1299 0.9323 0.2309
0.250 0.3758 0.03564 0.02812 -0.1283 0.9273 0.8976
0.500 0.4067 0.03658 0.02798 -0.1296 0.9199 1.0000
0.750 0.4348 0.03765 0.02857 -0.1307 0.9129 1.0000
1.000 0.4630 0.03872 0.02928 -0.1319 0.9055 1.0000
1.250 0.4885 0.03986 0.03014 -0.1328 0.8986 1.0000
1.500 0.5150 0.04099 0.03103 -0.1338 0.8913 1.0000
1.750 0.5393 0.04221 0.03204 -0.1345 0.8843 1.0000
2.000 0.5647 0.04341 0.03308 -0.1353 0.8769 1.0000
2.250 0.5873 0.04471 0.03424 -0.1358 0.8697 1.0000
2.500 0.6129 0.04597 0.03540 -0.1367 0.8620 1.0000
2.750 0.6326 0.04735 0.03669 -0.1368 0.8546 1.0000
3.000 0.6617 0.04866 0.03792 -0.1381 0.8465 1.0000
3.250 0.6759 0.05016 0.03938 -0.1376 0.8387 1.0000
3.500 0.7121 0.05147 0.04066 -0.1397 0.8298 1.0000
3.750 0.7201 0.05306 0.04225 -0.1384 0.8213 1.0000
4.000 0.7443 0.05454 0.04372 -0.1390 0.8118 1.0000
4.250 0.7783 0.05586 0.04505 -0.1406 0.8018 1.0000
4.500 0.7859 0.05760 0.04684 -0.1394 0.7917 1.0000
4.750 0.8068 0.05918 0.04849 -0.1396 0.7807 1.0000
5.000 0.8336 0.06062 0.04999 -0.1402 0.7691 1.0000
5.250 0.8653 0.06190 0.05134 -0.1412 0.7569 1.0000
5.500 0.8866 0.06340 0.05293 -0.1412 0.7442 1.0000
5.750 0.9040 0.06502 0.05465 -0.1408 0.7307 1.0000
6.000 0.9255 0.06650 0.05630 -0.1406 0.7165 1.0000
6.250 0.9500 0.06783 0.05775 -0.1405 0.7016 1.0000
6.500 0.9775 0.06896 0.05903 -0.1405 0.6864 1.0000
6.750 1.0103 0.06972 0.05998 -0.1406 0.6706 1.0000
7.000 1.0184 0.07164 0.06208 -0.1392 0.6532 1.0000
7.250 1.0347 0.07315 0.06376 -0.1382 0.6355 1.0000
7.500 1.0611 0.07390 0.06473 -0.1374 0.6175 1.0000
7.750 1.1011 0.07345 0.06456 -0.1369 0.5998 1.0000
8.000 1.1220 0.07425 0.06562 -0.1355 0.5805 1.0000
8.250 1.1436 0.07476 0.06639 -0.1339 0.5601 1.0000
8.500 1.2170 0.06941 0.06158 -0.1320 0.5412 1.0000
8.750 1.2240 0.07070 0.06311 -0.1295 0.5179 1.0000
9.000 1.4630 0.04073 0.03467 -0.1251 0.4630 1.0000
9.250 1.4763 0.03815 0.03202 -0.1190 0.4044 1.0000
9.500 1.4658 0.03864 0.03210 -0.1123 0.3472 1.0000
9.750 1.4484 0.04083 0.03371 -0.1065 0.2938 1.0000
10.000 1.4292 0.04411 0.03647 -0.1019 0.2470 1.0000
10.250 1.4108 0.04796 0.03987 -0.0982 0.2059 1.0000
10.500 1.3961 0.05214 0.04359 -0.0953 0.1683 1.0000
10.750 1.3907 0.05613 0.04717 -0.0926 0.1338 1.0000
11.000 1.4189 0.05912 0.04986 -0.0903 0.1026 1.0000
11.250 1.4693 0.06235 0.05320 -0.0898 0.0863 1.0000
11.500 1.5032 0.06663 0.05767 -0.0899 0.0787 1.0000
11.750 1.5120 0.07102 0.06259 -0.0883 0.0768 1.0000
12.000 1.5120 0.07556 0.06759 -0.0864 0.0758 1.0000
12.250 1.5040 0.08021 0.07265 -0.0845 0.0755 1.0000
12.500 1.4901 0.08506 0.07788 -0.0830 0.0756 1.0000
12.750 1.4721 0.09021 0.08339 -0.0820 0.0759 1.0000
13.000 1.4509 0.09576 0.08927 -0.0818 0.0764 1.0000
13.250 1.4278 0.10178 0.09558 -0.0824 0.0769 1.0000
13.500 1.4039 0.10829 0.10234 -0.0840 0.0776 1.0000
13.750 1.3796 0.11531 0.10958 -0.0865 0.0783 1.0000
14.000 1.3560 0.12284 0.11729 -0.0898 0.0791 1.0000
14.250 1.3355 0.13065 0.12523 -0.0936 0.0799 1.0000
14.500 1.3186 0.13875 0.13342 -0.0977 0.0806 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to E385 (8.41%) (e385-il)