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

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
<< Back to EPPLER 393 AIRFOIL (e393-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 393 AIRFOIL (e393-il)