E387 (e387-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: E387 (e387-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 38.09 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e387-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e387-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: E387
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3597 0.10815 0.10165 -0.0251 1.0000 0.1800
-8.250 -0.3401 0.10322 0.09671 -0.0237 1.0000 0.1894
-8.000 -0.3602 0.10361 0.09730 -0.0263 1.0000 0.1936
-7.750 -0.3350 0.09782 0.09148 -0.0244 1.0000 0.2047
-7.500 -0.3366 0.09525 0.08904 -0.0247 1.0000 0.2115
-7.250 -0.3420 0.09367 0.08759 -0.0245 1.0000 0.2216
-7.000 -0.3314 0.09002 0.08399 -0.0231 1.0000 0.2330
-6.750 -0.3590 0.09043 0.08467 -0.0250 1.0000 0.2377
-6.500 -0.3500 0.08692 0.08124 -0.0221 1.0000 0.2514
-6.250 -0.3442 0.08381 0.07823 -0.0195 1.0000 0.2638
-6.000 -0.3496 0.08169 0.07625 -0.0172 1.0000 0.2729
-5.750 -0.3767 0.08196 0.07671 -0.0160 1.0000 0.2813
-5.500 -0.3759 0.07930 0.07414 -0.0112 1.0000 0.2920
-5.250 -0.3905 0.07800 0.07296 -0.0085 1.0000 0.3010
-5.000 -0.4052 0.07689 0.07196 -0.0070 1.0000 0.3133
-4.750 -0.4127 0.07527 0.07041 -0.0049 1.0000 0.3277
-4.500 -0.4156 0.07313 0.06834 -0.0018 1.0000 0.3438
-4.250 -0.4172 0.07105 0.06632 0.0015 1.0000 0.3616
-3.250 -0.2637 0.04490 0.03770 -0.0490 1.0000 0.1350
-3.000 -0.2328 0.04086 0.03305 -0.0512 1.0000 0.1201
-2.750 -0.2078 0.03811 0.03000 -0.0521 1.0000 0.1164
-2.500 -0.1761 0.03570 0.02699 -0.0539 0.9984 0.1167
-2.250 -0.1293 0.03333 0.02385 -0.0576 0.9914 0.1195
-2.000 -0.0838 0.03132 0.02139 -0.0609 0.9844 0.1250
-1.750 -0.0452 0.03007 0.01992 -0.0632 0.9763 0.1455
-1.500 -0.0042 0.02876 0.01856 -0.0654 0.9694 0.1963
-1.250 0.0357 0.02665 0.01743 -0.0675 0.9628 0.3778
-1.000 0.0715 0.02441 0.01664 -0.0671 0.9556 1.0000
-0.750 0.1059 0.02511 0.01674 -0.0693 0.9465 1.0000
-0.500 0.1390 0.02585 0.01698 -0.0713 0.9374 1.0000
-0.250 0.1790 0.02669 0.01741 -0.0744 0.9290 1.0000
0.000 0.2033 0.02739 0.01783 -0.0749 0.9199 1.0000
0.250 0.2377 0.02822 0.01836 -0.0770 0.9115 1.0000
0.500 0.2656 0.02902 0.01893 -0.0781 0.9029 1.0000
0.750 0.2924 0.02987 0.01960 -0.0790 0.8944 1.0000
1.000 0.3260 0.03074 0.02030 -0.0810 0.8862 1.0000
1.250 0.3456 0.03164 0.02106 -0.0808 0.8777 1.0000
1.500 0.3827 0.03259 0.02187 -0.0832 0.8699 1.0000
1.750 0.3973 0.03355 0.02276 -0.0823 0.8612 1.0000
2.000 0.4269 0.03456 0.02368 -0.0835 0.8533 1.0000
2.250 0.4480 0.03559 0.02466 -0.0836 0.8448 1.0000
2.500 0.4704 0.03669 0.02572 -0.0839 0.8365 1.0000
2.750 0.5001 0.03775 0.02676 -0.0851 0.8280 1.0000
3.000 0.5142 0.03896 0.02795 -0.0843 0.8191 1.0000
3.250 0.5457 0.04008 0.02909 -0.0856 0.8104 1.0000
3.500 0.5620 0.04133 0.03035 -0.0851 0.8009 1.0000
3.750 0.5806 0.04263 0.03168 -0.0849 0.7914 1.0000
4.000 0.6122 0.04377 0.03288 -0.0861 0.7813 1.0000
4.250 0.6314 0.04505 0.03425 -0.0858 0.7705 1.0000
4.500 0.6463 0.04648 0.03573 -0.0852 0.7593 1.0000
4.750 0.6677 0.04781 0.03715 -0.0851 0.7475 1.0000
5.000 0.6924 0.04906 0.03850 -0.0853 0.7349 1.0000
5.250 0.7178 0.05026 0.03982 -0.0854 0.7214 1.0000
5.500 0.7418 0.05147 0.04121 -0.0852 0.7071 1.0000
5.750 0.7633 0.05271 0.04259 -0.0847 0.6918 1.0000
6.000 0.7843 0.05393 0.04396 -0.0841 0.6757 1.0000
6.250 0.8083 0.05498 0.04518 -0.0836 0.6585 1.0000
6.500 0.8439 0.05531 0.04581 -0.0833 0.6403 1.0000
6.750 0.8790 0.05544 0.04620 -0.0826 0.6214 1.0000
7.000 0.8940 0.05651 0.04746 -0.0808 0.6005 1.0000
7.250 0.9692 0.05280 0.04433 -0.0799 0.5791 1.0000
7.500 0.9983 0.05187 0.04372 -0.0773 0.5549 1.0000
7.750 1.0647 0.04629 0.03872 -0.0736 0.5283 1.0000
8.000 1.1443 0.03776 0.03073 -0.0689 0.4900 1.0000
8.250 1.1832 0.03265 0.02578 -0.0634 0.4305 1.0000
8.500 1.1895 0.03123 0.02392 -0.0572 0.3477 1.0000
8.750 1.1787 0.03292 0.02472 -0.0517 0.2706 1.0000
9.000 1.1651 0.03579 0.02686 -0.0472 0.2136 1.0000
9.250 1.1541 0.03891 0.02948 -0.0433 0.1693 1.0000
9.500 1.1619 0.04233 0.03243 -0.0407 0.1291 1.0000
9.750 1.1976 0.04575 0.03563 -0.0405 0.1029 1.0000
10.000 1.2400 0.04967 0.03961 -0.0412 0.0912 1.0000
10.250 1.2607 0.05349 0.04402 -0.0401 0.0873 1.0000
10.500 1.2758 0.05740 0.04833 -0.0389 0.0847 1.0000
10.750 1.2915 0.06142 0.05254 -0.0380 0.0818 1.0000
11.000 1.2994 0.06627 0.05759 -0.0371 0.0798 1.0000
11.250 1.2909 0.07008 0.06185 -0.0347 0.0794 1.0000
11.500 1.2789 0.07396 0.06609 -0.0324 0.0793 1.0000
11.750 1.2637 0.07791 0.07033 -0.0304 0.0793 1.0000
12.000 1.2474 0.08225 0.07490 -0.0291 0.0795 1.0000
12.250 1.2312 0.08701 0.07987 -0.0287 0.0798 1.0000
12.500 1.1514 0.09461 0.08807 -0.0326 0.0861 1.0000
12.750 1.1200 0.10257 0.09619 -0.0365 0.0885 1.0000
13.000 1.0946 0.11081 0.10450 -0.0408 0.0903 1.0000
13.250 1.0774 0.11878 0.11252 -0.0447 0.0917 1.0000
13.500 1.0697 0.12604 0.11980 -0.0476 0.0926 1.0000
13.750 0.7837 0.15007 0.14405 -0.0629 0.1388 1.0000
14.000 0.7856 0.15567 0.14967 -0.0645 0.1437 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to E387 (e387-il)