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

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
<< Back to EPPLER 396 AIRFOIL (e396-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 396 AIRFOIL (e396-il)