EPPLER 396 AIRFOIL (e396-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 396 AIRFOIL (e396-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 25.59 at α=12° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e396-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e396-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 396 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.250 -0.3940 0.11861 0.11327 -0.0142 1.0000 0.2351
-7.000 -0.4114 0.11784 0.11258 -0.0124 1.0000 0.2417
-6.750 -0.4459 0.11857 0.11345 -0.0103 1.0000 0.2436
-6.500 -0.4233 0.11352 0.10838 -0.0085 1.0000 0.2544
-6.250 -0.4527 0.11347 0.10844 -0.0061 1.0000 0.2575
-6.000 -0.4445 0.10996 0.10495 -0.0040 1.0000 0.2685
-5.750 -0.4737 0.10959 0.10469 -0.0025 1.0000 0.2726
-5.500 -0.4659 0.10613 0.10125 0.0002 1.0000 0.2824
-5.250 -0.4958 0.10541 0.10063 -0.0027 1.0000 0.2886
-5.000 -0.4809 0.10130 0.09652 0.0022 1.0000 0.2977
-4.750 -0.4626 0.07300 0.06759 -0.0492 1.0000 0.1558
-4.500 -0.4463 0.06827 0.06279 -0.0509 1.0000 0.1537
-4.250 -0.3948 0.05636 0.04995 -0.0680 1.0000 0.1551
-4.000 -0.3738 0.05384 0.04738 -0.0689 1.0000 0.1618
-3.750 -0.3380 0.04977 0.04278 -0.0745 1.0000 0.1752
-3.500 -0.3006 0.04622 0.03862 -0.0795 1.0000 0.1882
-3.250 -0.2748 0.04493 0.03709 -0.0808 1.0000 0.2049
-3.000 -0.2460 0.04348 0.03532 -0.0826 1.0000 0.2218
-2.750 -0.2158 0.04234 0.03377 -0.0848 1.0000 0.2446
-2.500 -0.1946 0.04201 0.03346 -0.0846 1.0000 0.2643
-2.250 -0.1678 0.04151 0.03270 -0.0857 1.0000 0.2896
-2.000 -0.1470 0.04145 0.03267 -0.0854 1.0000 0.3134
-1.750 -0.1243 0.04136 0.03250 -0.0856 1.0000 0.3399
-1.500 -0.1023 0.04145 0.03253 -0.0857 1.0000 0.3689
-1.250 -0.0802 0.04160 0.03265 -0.0857 1.0000 0.3989
-1.000 -0.0590 0.04186 0.03291 -0.0856 1.0000 0.4303
-0.750 -0.0380 0.04221 0.03326 -0.0854 1.0000 0.4640
-0.500 -0.0163 0.04263 0.03364 -0.0854 1.0000 0.5000
-0.250 0.0031 0.04312 0.03418 -0.0848 1.0000 0.5358
0.000 0.0233 0.04367 0.03474 -0.0844 1.0000 0.5764
0.250 0.0426 0.04424 0.03536 -0.0838 1.0000 0.6201
0.500 0.0602 0.04479 0.03601 -0.0827 1.0000 0.6684
0.750 0.0761 0.04527 0.03664 -0.0811 1.0000 0.7269
1.000 0.0864 0.04539 0.03706 -0.0780 1.0000 0.8103
1.250 0.0911 0.04449 0.03637 -0.0764 1.0000 1.0000
1.500 0.1277 0.04615 0.03747 -0.0818 1.0000 1.0000
1.750 0.1519 0.04758 0.03857 -0.0837 1.0000 1.0000
2.000 0.1734 0.04899 0.03974 -0.0849 1.0000 1.0000
2.250 0.1935 0.05044 0.04098 -0.0858 1.0000 1.0000
2.500 0.2200 0.05233 0.04267 -0.0879 0.9964 1.0000
2.750 0.2506 0.05451 0.04468 -0.0908 0.9889 1.0000
3.000 0.2831 0.05704 0.04703 -0.0939 0.9814 1.0000
3.250 0.3172 0.05961 0.04946 -0.0973 0.9712 1.0000
3.500 0.3427 0.06141 0.05118 -0.0993 0.9596 1.0000
3.750 0.3668 0.06326 0.05297 -0.1010 0.9482 1.0000
4.000 0.3913 0.06526 0.05490 -0.1027 0.9366 1.0000
4.250 0.4166 0.06745 0.05704 -0.1045 0.9261 1.0000
4.500 0.4481 0.07018 0.05971 -0.1072 0.9152 1.0000
4.750 0.4751 0.07242 0.06193 -0.1092 0.9021 1.0000
5.000 0.4950 0.07416 0.06368 -0.1100 0.8888 1.0000
5.250 0.5137 0.07599 0.06552 -0.1107 0.8758 1.0000
5.500 0.5333 0.07801 0.06754 -0.1115 0.8627 1.0000
5.750 0.5526 0.08012 0.06968 -0.1123 0.8499 1.0000
6.000 0.5730 0.08234 0.07194 -0.1133 0.8367 1.0000
6.250 0.5934 0.08466 0.07430 -0.1142 0.8241 1.0000
6.500 0.6141 0.08699 0.07667 -0.1152 0.8105 1.0000
6.750 0.6354 0.08947 0.07920 -0.1163 0.7974 1.0000
7.000 0.6547 0.09180 0.08161 -0.1170 0.7830 1.0000
7.250 0.6737 0.09419 0.08408 -0.1177 0.7687 1.0000
7.500 0.6904 0.09646 0.08642 -0.1181 0.7531 1.0000
7.750 0.7072 0.09879 0.08883 -0.1186 0.7375 1.0000
8.000 0.7259 0.10106 0.09121 -0.1191 0.7198 1.0000
8.250 0.7621 0.10361 0.09386 -0.1207 0.6984 1.0000
8.500 0.8493 0.09717 0.08754 -0.1180 0.6064 1.0000
8.750 0.8699 0.09872 0.08921 -0.1178 0.5899 1.0000
9.000 0.8957 0.09988 0.09050 -0.1176 0.5731 1.0000
9.250 0.9226 0.10094 0.09172 -0.1174 0.5571 1.0000
9.500 0.9551 0.10142 0.09239 -0.1171 0.5410 1.0000
9.750 0.9719 0.10296 0.09407 -0.1164 0.5253 1.0000
10.000 0.9787 0.10530 0.09654 -0.1157 0.5092 1.0000
10.250 0.9895 0.10739 0.09877 -0.1151 0.4932 1.0000
10.500 1.0026 0.10923 0.10077 -0.1145 0.4768 1.0000
10.750 1.0187 0.11074 0.10247 -0.1137 0.4604 1.0000
11.000 1.0393 0.11164 0.10356 -0.1127 0.4439 1.0000
11.250 1.0700 0.11102 0.10316 -0.1112 0.4271 1.0000
11.500 1.1192 0.10733 0.09978 -0.1084 0.4104 1.0000
11.750 1.4508 0.05684 0.05045 -0.0949 0.3661 1.0000
12.000 1.4587 0.05700 0.05054 -0.0916 0.3328 1.0000
12.250 1.1223 0.11667 0.10954 -0.1067 0.3591 1.0000
12.500 1.4728 0.05885 0.05182 -0.0857 0.2625 1.0000
12.750 1.4714 0.06137 0.05411 -0.0832 0.2339 1.0000
13.000 1.4715 0.06403 0.05652 -0.0809 0.2073 1.0000
13.250 1.4773 0.06664 0.05885 -0.0791 0.1815 1.0000
13.500 1.4718 0.07032 0.06264 -0.0773 0.1651 1.0000
13.750 1.4710 0.07388 0.06625 -0.0759 0.1496 1.0000
14.000 1.4723 0.07742 0.06983 -0.0746 0.1359 1.0000
14.250 1.4773 0.08106 0.07352 -0.0735 0.1239 1.0000
14.500 1.4843 0.08451 0.07694 -0.0726 0.1128 1.0000
14.750 1.4651 0.08984 0.08272 -0.0720 0.1100 1.0000
15.000 1.4788 0.09332 0.08612 -0.0713 0.1005 1.0000
15.250 1.4548 0.09916 0.09236 -0.0714 0.0996 1.0000
15.500 1.4303 0.10548 0.09905 -0.0723 0.0990 1.0000
15.750 1.4045 0.11242 0.10631 -0.0741 0.0989 1.0000
16.000 1.3775 0.12007 0.11423 -0.0768 0.0993 1.0000
16.250 1.3504 0.12842 0.12280 -0.0804 0.1001 1.0000
16.500 1.3245 0.13736 0.13190 -0.0849 0.1009 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 396 AIRFOIL (e396-il)