EPPLER 393 AIRFOIL (e393-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 393 AIRFOIL (e393-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 35.43 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e393-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e393-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 393 AIRFOIL
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.3215 0.11160 0.10520 -0.0353 1.0000 0.2216
-8.500 -0.3021 0.10673 0.10034 -0.0336 1.0000 0.2311
-8.250 -0.3315 0.10754 0.10138 -0.0332 1.0000 0.2364
-8.000 -0.3155 0.10334 0.09721 -0.0312 1.0000 0.2493
-7.750 -0.3089 0.10025 0.09419 -0.0292 1.0000 0.2603
-7.500 -0.3149 0.09829 0.09236 -0.0270 1.0000 0.2706
-7.250 -0.3390 0.09844 0.09271 -0.0239 1.0000 0.2787
-7.000 -0.3329 0.09550 0.08981 -0.0212 1.0000 0.2898
-6.750 -0.3731 0.09690 0.09147 -0.0165 1.0000 0.2937
-6.500 -0.3694 0.09426 0.08887 -0.0134 1.0000 0.3063
-6.250 -0.3793 0.09266 0.08739 -0.0098 1.0000 0.3136
-6.000 -0.4095 0.09313 0.08802 -0.0053 1.0000 0.3215
-5.750 -0.4100 0.09083 0.08578 -0.0022 1.0000 0.3317
-5.500 -0.4259 0.08961 0.08468 0.0007 1.0000 0.3417
-4.250 -0.3772 0.05129 0.04483 -0.0560 1.0000 0.1325
-4.000 -0.3378 0.04507 0.03762 -0.0622 1.0000 0.1199
-3.750 -0.3082 0.04152 0.03353 -0.0645 1.0000 0.1181
-3.500 -0.2760 0.03881 0.02995 -0.0669 1.0000 0.1222
-3.250 -0.2524 0.03675 0.02783 -0.0673 1.0000 0.1286
-3.000 -0.2234 0.03490 0.02538 -0.0681 1.0000 0.1347
-2.750 -0.1986 0.03367 0.02392 -0.0684 1.0000 0.1495
-2.500 -0.1596 0.03224 0.02247 -0.0706 0.9948 0.1709
-2.250 -0.1198 0.03112 0.02142 -0.0730 0.9881 0.2208
-2.000 -0.0745 0.02929 0.02127 -0.0758 0.9826 0.4702
-1.750 -0.0629 0.02948 0.02218 -0.0704 0.9752 0.6736
-1.500 -0.0531 0.02984 0.02269 -0.0651 0.9683 0.7726
-1.250 -0.0510 0.02971 0.02268 -0.0588 0.9610 0.8532
-1.000 -0.0199 0.02940 0.02225 -0.0602 0.9523 1.0000
-0.750 0.0340 0.03027 0.02246 -0.0682 0.9444 1.0000
-0.500 0.0716 0.03101 0.02275 -0.0725 0.9365 1.0000
0.000 0.1432 0.03280 0.02379 -0.0792 0.9214 1.0000
0.250 0.1819 0.03384 0.02450 -0.0826 0.9142 1.0000
0.500 0.2056 0.03468 0.02511 -0.0836 0.9067 1.0000
0.750 0.2404 0.03574 0.02594 -0.0862 0.8996 1.0000
1.000 0.2628 0.03666 0.02668 -0.0869 0.8923 1.0000
1.250 0.2951 0.03777 0.02761 -0.0890 0.8852 1.0000
1.500 0.3161 0.03877 0.02848 -0.0894 0.8780 1.0000
1.750 0.3467 0.03994 0.02951 -0.0912 0.8710 1.0000
2.000 0.3662 0.04102 0.03050 -0.0914 0.8637 1.0000
2.250 0.3954 0.04225 0.03164 -0.0930 0.8567 1.0000
2.500 0.4140 0.04341 0.03274 -0.0931 0.8492 1.0000
2.750 0.4408 0.04470 0.03397 -0.0943 0.8420 1.0000
3.000 0.4607 0.04595 0.03519 -0.0945 0.8343 1.0000
3.250 0.4834 0.04730 0.03651 -0.0952 0.8266 1.0000
3.500 0.5090 0.04863 0.03782 -0.0962 0.8183 1.0000
3.750 0.5243 0.05006 0.03927 -0.0959 0.8102 1.0000
4.000 0.5571 0.05142 0.04064 -0.0976 0.8007 1.0000
4.250 0.5697 0.05289 0.04213 -0.0971 0.7917 1.0000
4.500 0.5896 0.05439 0.04366 -0.0973 0.7818 1.0000
4.750 0.6179 0.05580 0.04515 -0.0983 0.7708 1.0000
5.000 0.6507 0.05713 0.04655 -0.0997 0.7592 1.0000
5.250 0.6595 0.05878 0.04825 -0.0988 0.7479 1.0000
5.500 0.6779 0.06035 0.04989 -0.0987 0.7354 1.0000
5.750 0.6990 0.06187 0.05150 -0.0988 0.7223 1.0000
6.000 0.7216 0.06334 0.05311 -0.0989 0.7081 1.0000
6.250 0.7449 0.06476 0.05464 -0.0990 0.6933 1.0000
6.500 0.7702 0.06605 0.05606 -0.0991 0.6776 1.0000
6.750 0.8007 0.06707 0.05724 -0.0994 0.6613 1.0000
7.000 0.8394 0.06760 0.05800 -0.0998 0.6447 1.0000
7.250 0.8453 0.06955 0.06007 -0.0985 0.6272 1.0000
7.500 0.8631 0.07092 0.06159 -0.0977 0.6091 1.0000
7.750 0.8979 0.07113 0.06202 -0.0972 0.5905 1.0000
8.000 0.9327 0.07108 0.06226 -0.0965 0.5720 1.0000
8.250 0.9429 0.07262 0.06397 -0.0950 0.5515 1.0000
8.500 1.0054 0.06935 0.06110 -0.0936 0.5318 1.0000
8.750 1.0087 0.07126 0.06315 -0.0918 0.5097 1.0000
9.000 1.2643 0.04346 0.03679 -0.0891 0.4736 1.0000
9.250 1.3056 0.03914 0.03267 -0.0853 0.4257 1.0000
9.500 1.3241 0.03737 0.03065 -0.0806 0.3703 1.0000
9.750 1.3269 0.03787 0.03061 -0.0757 0.3189 1.0000
10.000 1.3235 0.03977 0.03208 -0.0713 0.2757 1.0000
10.250 1.3240 0.04216 0.03399 -0.0679 0.2356 1.0000
10.500 1.3223 0.04488 0.03655 -0.0647 0.2037 1.0000
10.750 1.3264 0.04778 0.03924 -0.0621 0.1736 1.0000
11.000 1.3322 0.05082 0.04212 -0.0599 0.1475 1.0000
11.250 1.3431 0.05407 0.04516 -0.0583 0.1244 1.0000
11.500 1.3483 0.05744 0.04871 -0.0564 0.1091 1.0000
11.750 1.3592 0.06127 0.05267 -0.0550 0.0970 1.0000
12.000 1.3737 0.06518 0.05660 -0.0542 0.0871 1.0000
12.250 1.3612 0.06889 0.06079 -0.0518 0.0844 1.0000
12.500 1.3528 0.07294 0.06519 -0.0501 0.0815 1.0000
12.750 1.3536 0.07728 0.06975 -0.0491 0.0786 1.0000
13.000 1.3649 0.08298 0.07550 -0.0489 0.0758 1.0000
13.250 1.3457 0.08772 0.08057 -0.0480 0.0757 1.0000
13.500 1.3261 0.09288 0.08602 -0.0478 0.0757 1.0000
13.750 1.2551 0.10036 0.09420 -0.0510 0.0808 1.0000
14.000 1.2212 0.10841 0.10250 -0.0546 0.0828 1.0000
14.250 1.1923 0.11693 0.11120 -0.0589 0.0848 1.0000
14.500 1.1688 0.12563 0.12001 -0.0636 0.0865 1.0000
14.750 1.1500 0.13438 0.12881 -0.0682 0.0876 1.0000
15.000 1.0084 0.18912 0.18301 -0.1101 0.1972 1.0000
15.250 1.0353 0.18430 0.17837 -0.1035 0.1421 1.0000
15.500 1.0402 0.19034 0.18442 -0.1056 0.1411 1.0000
15.750 0.7728 0.19320 0.18784 -0.1041 0.2562 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 393 AIRFOIL (e393-il)