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

E392 (10.15%) (e392-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: E392 (10.15%) (e392-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 37.18 at α=9°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e392-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-e392-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: E392  (10.15%)                                  
  
 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  -0.3241   0.10642   0.09987  -0.0308   1.0000   0.2037
  -8.250  -0.3144   0.10259   0.09609  -0.0300   1.0000   0.2118
  -8.000  -0.3308   0.10223   0.09592  -0.0306   1.0000   0.2195
  -7.750  -0.3147   0.09793   0.09164  -0.0290   1.0000   0.2311
  -7.500  -0.3185   0.09561   0.08946  -0.0282   1.0000   0.2385
  -7.250  -0.3308   0.09472   0.08873  -0.0267   1.0000   0.2485
  -7.000  -0.3222   0.09131   0.08540  -0.0247   1.0000   0.2603
  -6.750  -0.3584   0.09231   0.08669  -0.0219   1.0000   0.2641
  -6.500  -0.3504   0.08907   0.08351  -0.0188   1.0000   0.2770
  -6.250  -0.3577   0.08712   0.08170  -0.0155   1.0000   0.2842
  -6.000  -0.3836   0.08717   0.08193  -0.0122   1.0000   0.2925
  -5.750  -0.3867   0.08497   0.07982  -0.0086   1.0000   0.3008
  -5.250  -0.4218   0.08326   0.07835  -0.0039   1.0000   0.3224
  -5.000  -0.4243   0.08105   0.07618  -0.0006   1.0000   0.3349
  -4.750  -0.4329   0.07942   0.07464   0.0015   1.0000   0.3508
  -4.500  -0.4420   0.07768   0.07297   0.0028   1.0000   0.3693
  -3.750  -0.3166   0.04812   0.04131  -0.0529   1.0000   0.1337
  -3.500  -0.2807   0.04329   0.03557  -0.0568   1.0000   0.1174
  -3.250  -0.2552   0.04023   0.03219  -0.0580   1.0000   0.1152
  -3.000  -0.2264   0.03766   0.02900  -0.0596   1.0000   0.1163
  -2.750  -0.1980   0.03553   0.02624  -0.0605   1.0000   0.1183
  -2.500  -0.1646   0.03341   0.02392  -0.0623   0.9969   0.1234
  -2.250  -0.1212   0.03188   0.02204  -0.0654   0.9897   0.1407
  -2.000  -0.0785   0.03054   0.02048  -0.0681   0.9831   0.1740
  -1.750  -0.0403   0.02915   0.01931  -0.0701   0.9760   0.2493
  -1.500  -0.0051   0.02641   0.01897  -0.0698   0.9714   0.6365
  -1.250   0.0118   0.02556   0.01848  -0.0663   0.9619   1.0000
  -1.000   0.0515   0.02636   0.01852  -0.0698   0.9536   1.0000
  -0.750   0.0895   0.02717   0.01880  -0.0729   0.9450   1.0000
  -0.500   0.1198   0.02791   0.01914  -0.0747   0.9365   1.0000
  -0.250   0.1605   0.02884   0.01966  -0.0781   0.9288   1.0000
   0.000   0.1837   0.02955   0.02010  -0.0786   0.9201   1.0000
   0.250   0.2189   0.03046   0.02074  -0.0810   0.9125   1.0000
   0.500   0.2443   0.03127   0.02133  -0.0818   0.9040   1.0000
   0.750   0.2738   0.03220   0.02205  -0.0833   0.8964   1.0000
   1.000   0.3014   0.03311   0.02279  -0.0844   0.8883   1.0000
   1.250   0.3262   0.03407   0.02362  -0.0851   0.8806   1.0000
   1.500   0.3557   0.03506   0.02447  -0.0866   0.8729   1.0000
   1.750   0.3764   0.03608   0.02539  -0.0867   0.8650   1.0000
   2.000   0.4084   0.03714   0.02636  -0.0884   0.8573   1.0000
   2.250   0.4244   0.03823   0.02740  -0.0879   0.8492   1.0000
   2.500   0.4601   0.03935   0.02846  -0.0901   0.8417   1.0000
   2.750   0.4707   0.04053   0.02961  -0.0889   0.8332   1.0000
   3.000   0.5024   0.04172   0.03077  -0.0905   0.8253   1.0000
   3.250   0.5175   0.04296   0.03203  -0.0900   0.8165   1.0000
   3.500   0.5399   0.04426   0.03332  -0.0904   0.8079   1.0000
   3.750   0.5701   0.04547   0.03456  -0.0916   0.7987   1.0000
   4.000   0.5810   0.04690   0.03601  -0.0907   0.7892   1.0000
   4.250   0.6064   0.04823   0.03739  -0.0913   0.7792   1.0000
   4.500   0.6406   0.04942   0.03867  -0.0928   0.7685   1.0000
   4.750   0.6495   0.05096   0.04027  -0.0916   0.7573   1.0000
   5.000   0.6680   0.05242   0.04180  -0.0914   0.7454   1.0000
   5.250   0.6903   0.05381   0.04328  -0.0915   0.7329   1.0000
   5.500   0.7142   0.05516   0.04478  -0.0917   0.7197   1.0000
   5.750   0.7379   0.05648   0.04621  -0.0916   0.7055   1.0000
   6.000   0.7603   0.05778   0.04764  -0.0914   0.6904   1.0000
   6.250   0.7821   0.05908   0.04909  -0.0911   0.6746   1.0000
   6.500   0.8058   0.06024   0.05045  -0.0907   0.6578   1.0000
   6.750   0.8369   0.06096   0.05136  -0.0905   0.6403   1.0000
   7.000   0.8840   0.06058   0.05127  -0.0906   0.6224   1.0000
   7.250   0.8866   0.06257   0.05337  -0.0887   0.6027   1.0000
   7.500   0.9209   0.06241   0.05352  -0.0877   0.5824   1.0000
   7.750   0.9620   0.06134   0.05278  -0.0863   0.5616   1.0000
   8.000   1.0032   0.05955   0.05138  -0.0841   0.5388   1.0000
   8.250   1.0734   0.05366   0.04605  -0.0808   0.5142   1.0000
   8.500   1.2282   0.03659   0.02980  -0.0773   0.4630   1.0000
   8.750   1.2495   0.03390   0.02706  -0.0721   0.4040   1.0000
   9.000   1.2516   0.03366   0.02630  -0.0664   0.3350   1.0000
   9.250   1.2415   0.03548   0.02749  -0.0612   0.2763   1.0000
   9.500   1.2289   0.03795   0.02946  -0.0565   0.2305   1.0000
   9.750   1.2194   0.04082   0.03192  -0.0527   0.1910   1.0000
  10.000   1.2210   0.04400   0.03459  -0.0500   0.1530   1.0000
  10.250   1.2376   0.04718   0.03759  -0.0483   0.1234   1.0000
  10.500   1.3009   0.05184   0.04200  -0.0510   0.1008   1.0000
  10.750   1.3101   0.05501   0.04573  -0.0490   0.0950   1.0000
  11.000   1.3407   0.05945   0.05014  -0.0496   0.0879   1.0000
  11.250   1.3419   0.06328   0.05453  -0.0473   0.0867   1.0000
  11.500   1.3378   0.06723   0.05894  -0.0448   0.0861   1.0000
  11.750   1.3279   0.07119   0.06327  -0.0423   0.0858   1.0000
  12.000   1.3137   0.07529   0.06771  -0.0401   0.0859   1.0000
  12.250   1.2966   0.07968   0.07239  -0.0386   0.0861   1.0000
  12.500   1.2776   0.08444   0.07742  -0.0379   0.0865   1.0000
  12.750   1.2574   0.08965   0.08286  -0.0380   0.0869   1.0000
  13.000   1.2373   0.09534   0.08875  -0.0389   0.0874   1.0000
  13.250   1.2183   0.10152   0.09509  -0.0404   0.0880   1.0000
  13.500   0.8485   0.13625   0.13058  -0.0619   0.1379   1.0000
<< Back to E392 (10.15%) (e392-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to E392 (10.15%) (e392-il)