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

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
<< Back to E385 (8.41%) (e385-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to E385 (8.41%) (e385-il)