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

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
<< Back to EPPLER 395 AIRFOIL (e395-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 395 AIRFOIL (e395-il)