EPPLER 395 AIRFOIL (e395-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 395 AIRFOIL (e395-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 31.03 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e395-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e395-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 395 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3429 0.12279 0.11691 -0.0254 1.0000 0.2112
-8.250 -0.3675 0.12337 0.11762 -0.0239 1.0000 0.2143
-8.000 -0.3945 0.12406 0.11845 -0.0222 1.0000 0.2151
-7.750 -0.3690 0.11811 0.11246 -0.0197 1.0000 0.2272
-7.500 -0.3973 0.11882 0.11333 -0.0180 1.0000 0.2299
-7.250 -0.3830 0.11408 0.10857 -0.0160 1.0000 0.2367
-7.000 -0.3976 0.11322 0.10780 -0.0139 1.0000 0.2430
-6.750 -0.4284 0.11375 0.10847 -0.0116 1.0000 0.2453
-6.500 -0.4131 0.10937 0.10409 -0.0096 1.0000 0.2568
-6.250 -0.4429 0.10953 0.10438 -0.0069 1.0000 0.2602
-6.000 -0.4349 0.10583 0.10069 -0.0048 1.0000 0.2691
-5.750 -0.4581 0.10525 0.10022 -0.0031 1.0000 0.2752
-5.500 -0.4601 0.10219 0.09721 -0.0014 1.0000 0.2814
-5.250 -0.4716 0.10052 0.09560 -0.0010 1.0000 0.2909
-4.750 -0.4462 0.07043 0.06501 -0.0489 1.0000 0.1552
-4.500 -0.4592 0.07834 0.07324 -0.0300 1.0000 0.1962
-4.250 -0.3739 0.05375 0.04736 -0.0690 1.0000 0.1566
-4.000 -0.3312 0.04824 0.04110 -0.0770 1.0000 0.1685
-3.750 -0.3034 0.04593 0.03853 -0.0792 1.0000 0.1820
-3.500 -0.2660 0.04304 0.03501 -0.0837 1.0000 0.1995
-3.250 -0.2387 0.04160 0.03336 -0.0851 1.0000 0.2163
-3.000 -0.2145 0.04071 0.03238 -0.0856 1.0000 0.2342
-2.750 -0.1899 0.04006 0.03158 -0.0861 1.0000 0.2555
-2.500 -0.1626 0.03935 0.03063 -0.0873 1.0000 0.2800
-2.250 -0.1391 0.03904 0.03023 -0.0876 1.0000 0.3046
-2.000 -0.1165 0.03884 0.02999 -0.0876 1.0000 0.3308
-1.750 -0.0932 0.03874 0.02979 -0.0879 1.0000 0.3598
-1.500 -0.0703 0.03876 0.02975 -0.0880 1.0000 0.3900
-1.250 -0.0485 0.03891 0.02988 -0.0879 1.0000 0.4215
-1.000 -0.0274 0.03914 0.03012 -0.0876 1.0000 0.4540
-0.750 -0.0064 0.03944 0.03042 -0.0873 1.0000 0.4876
-0.500 0.0145 0.03982 0.03080 -0.0871 1.0000 0.5241
-0.250 0.0349 0.04026 0.03125 -0.0866 1.0000 0.5631
0.000 0.0545 0.04073 0.03174 -0.0860 1.0000 0.6047
0.250 0.0729 0.04121 0.03230 -0.0851 1.0000 0.6501
0.500 0.0900 0.04165 0.03285 -0.0838 1.0000 0.7033
0.750 0.1031 0.04191 0.03332 -0.0815 1.0000 0.7694
1.000 0.1050 0.04132 0.03315 -0.0769 1.0000 0.8974
1.250 0.1351 0.04192 0.03335 -0.0820 1.0000 1.0000
1.500 0.1632 0.04330 0.03435 -0.0849 1.0000 1.0000
1.750 0.1860 0.04465 0.03541 -0.0863 1.0000 1.0000
2.000 0.2069 0.04601 0.03655 -0.0874 1.0000 1.0000
2.250 0.2268 0.04740 0.03776 -0.0882 1.0000 1.0000
2.500 0.2459 0.04883 0.03904 -0.0889 1.0000 1.0000
2.750 0.2645 0.05030 0.04039 -0.0895 1.0000 1.0000
3.000 0.2859 0.05199 0.04196 -0.0908 0.9979 1.0000
3.250 0.3171 0.05431 0.04417 -0.0938 0.9901 1.0000
3.500 0.3498 0.05686 0.04662 -0.0971 0.9813 1.0000
3.750 0.3832 0.05946 0.04913 -0.1005 0.9705 1.0000
4.000 0.4144 0.06185 0.05147 -0.1035 0.9582 1.0000
4.250 0.4440 0.06414 0.05373 -0.1061 0.9450 1.0000
4.500 0.4704 0.06621 0.05579 -0.1082 0.9312 1.0000
4.750 0.4969 0.06835 0.05794 -0.1102 0.9168 1.0000
5.000 0.5217 0.07043 0.06003 -0.1118 0.9022 1.0000
5.250 0.5502 0.07282 0.06244 -0.1140 0.8867 1.0000
5.500 0.5763 0.07510 0.06474 -0.1157 0.8712 1.0000
5.750 0.5966 0.07705 0.06675 -0.1165 0.8554 1.0000
6.000 0.6154 0.07898 0.06874 -0.1172 0.8392 1.0000
6.250 0.7310 0.07543 0.06522 -0.1207 0.7252 1.0000
6.500 0.7578 0.07681 0.06669 -0.1212 0.7089 1.0000
6.750 0.7863 0.07806 0.06806 -0.1216 0.6925 1.0000
7.000 0.8122 0.07939 0.06949 -0.1219 0.6768 1.0000
7.250 0.8404 0.08054 0.07076 -0.1221 0.6609 1.0000
7.500 0.8693 0.08157 0.07194 -0.1222 0.6450 1.0000
7.750 0.8977 0.08252 0.07303 -0.1222 0.6293 1.0000
8.000 0.9084 0.08431 0.07494 -0.1213 0.6127 1.0000
8.250 0.9232 0.08595 0.07671 -0.1206 0.5962 1.0000
8.500 0.9397 0.08746 0.07839 -0.1199 0.5793 1.0000
8.750 0.9590 0.08876 0.07985 -0.1193 0.5625 1.0000
9.000 0.9819 0.08970 0.08097 -0.1185 0.5454 1.0000
9.250 1.0094 0.09007 0.08156 -0.1177 0.5284 1.0000
9.500 1.0439 0.08951 0.08124 -0.1166 0.5115 1.0000
9.750 1.0901 0.08718 0.07920 -0.1150 0.4947 1.0000
10.000 1.0823 0.09090 0.08302 -0.1139 0.4750 1.0000
10.250 1.1023 0.09127 0.08363 -0.1123 0.4560 1.0000
10.500 1.1696 0.08444 0.07723 -0.1087 0.4372 1.0000
10.750 1.4463 0.04661 0.04008 -0.1011 0.3665 1.0000
11.000 1.4517 0.04726 0.04040 -0.0971 0.3246 1.0000
11.250 1.4536 0.04879 0.04149 -0.0935 0.2843 1.0000
11.500 1.4469 0.05146 0.04395 -0.0901 0.2523 1.0000
11.750 1.4432 0.05427 0.04653 -0.0872 0.2219 1.0000
12.000 1.4436 0.05717 0.04918 -0.0847 0.1938 1.0000
12.250 1.4503 0.06004 0.05178 -0.0828 0.1672 1.0000
12.500 1.4503 0.06346 0.05530 -0.0808 0.1493 1.0000
12.750 1.4574 0.06679 0.05867 -0.0792 0.1326 1.0000
13.000 1.4649 0.07033 0.06228 -0.0777 0.1193 1.0000
13.250 1.4717 0.07412 0.06619 -0.0765 0.1089 1.0000
13.500 1.4867 0.07794 0.06999 -0.0756 0.0989 1.0000
13.750 1.4685 0.08264 0.07516 -0.0740 0.0967 1.0000
14.000 1.4522 0.08761 0.08052 -0.0731 0.0944 1.0000
14.250 1.4720 0.09171 0.08449 -0.0726 0.0868 1.0000
14.500 1.4495 0.09713 0.09029 -0.0722 0.0865 1.0000
14.750 1.4259 0.10300 0.09650 -0.0725 0.0864 1.0000
15.000 1.4019 0.10930 0.10310 -0.0736 0.0864 1.0000
15.250 1.3779 0.11604 0.11010 -0.0755 0.0867 1.0000
15.500 1.3545 0.12324 0.11751 -0.0782 0.0870 1.0000
15.750 1.1256 0.18467 0.17899 -0.1241 0.1489 1.0000
16.000 1.1215 0.19250 0.18679 -0.1283 0.1504 1.0000
16.250 1.1210 0.19953 0.19380 -0.1318 0.1516 1.0000
16.500 1.1257 0.20600 0.20029 -0.1344 0.1530 1.0000
16.750 0.8413 0.21353 0.20858 -0.1296 0.2527 1.0000
17.000 0.8585 0.21924 0.21438 -0.1295 0.2402 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 395 AIRFOIL (e395-il)