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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to E392 (10.15%) (e392-il)