EPPLER 397 AIRFOIL (e397-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 397 AIRFOIL (e397-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 26.3 at α=12° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e397-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e397-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 397 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 -0.3770 0.12785 0.12220 -0.0205 1.0000 0.2288
-8.250 -0.3878 0.12676 0.12118 -0.0189 1.0000 0.2365
-8.000 -0.4153 0.12717 0.12171 -0.0178 1.0000 0.2387
-7.750 -0.3957 0.12209 0.11661 -0.0157 1.0000 0.2475
-7.500 -0.4177 0.12180 0.11642 -0.0142 1.0000 0.2532
-7.250 -0.4223 0.11900 0.11367 -0.0127 1.0000 0.2574
-7.000 -0.4252 0.11703 0.11173 -0.0107 1.0000 0.2671
-6.750 -0.4578 0.11719 0.11202 -0.0086 1.0000 0.2697
-6.500 -0.4421 0.11300 0.10781 -0.0067 1.0000 0.2822
-6.250 -0.4752 0.11304 0.10798 -0.0040 1.0000 0.2850
-6.000 -0.4600 0.10867 0.10359 -0.0024 1.0000 0.2940
-5.750 -0.4896 0.10822 0.10325 0.0000 1.0000 0.3000
-5.500 -0.5281 0.08486 0.07979 -0.0359 1.0000 0.1631
-5.250 -0.5215 0.08111 0.07601 -0.0353 1.0000 0.1646
-5.000 -0.5067 0.07300 0.06771 -0.0427 1.0000 0.1580
-4.750 -0.4745 0.06151 0.05567 -0.0570 1.0000 0.1573
-4.500 -0.4333 0.05295 0.04630 -0.0684 1.0000 0.1661
-4.250 -0.3977 0.04851 0.04122 -0.0741 1.0000 0.1796
-4.000 -0.3697 0.04632 0.03869 -0.0764 1.0000 0.1948
-3.750 -0.3442 0.04485 0.03699 -0.0776 1.0000 0.2109
-3.250 -0.2956 0.04296 0.03477 -0.0788 1.0000 0.2471
-3.000 -0.2673 0.04201 0.03346 -0.0805 1.0000 0.2711
-2.750 -0.2466 0.04173 0.03321 -0.0800 1.0000 0.2913
-2.500 -0.2208 0.04132 0.03256 -0.0809 1.0000 0.3179
-2.250 -0.2013 0.04132 0.03262 -0.0801 1.0000 0.3409
-2.000 -0.1784 0.04121 0.03240 -0.0803 1.0000 0.3680
-1.750 -0.1557 0.04125 0.03234 -0.0804 1.0000 0.3970
-1.500 -0.1366 0.04142 0.03257 -0.0796 1.0000 0.4230
-1.250 -0.1158 0.04162 0.03273 -0.0792 1.0000 0.4514
-1.000 -0.0951 0.04189 0.03298 -0.0789 1.0000 0.4813
-0.750 -0.0747 0.04221 0.03329 -0.0785 1.0000 0.5118
-0.500 -0.0546 0.04261 0.03368 -0.0780 1.0000 0.5432
-0.250 -0.0352 0.04306 0.03412 -0.0774 1.0000 0.5756
0.000 -0.0161 0.04355 0.03461 -0.0767 1.0000 0.6094
0.250 0.0028 0.04407 0.03514 -0.0760 1.0000 0.6466
0.500 0.0204 0.04458 0.03568 -0.0749 1.0000 0.6859
0.750 0.0369 0.04506 0.03623 -0.0735 1.0000 0.7315
1.000 0.0501 0.04538 0.03670 -0.0713 1.0000 0.7871
1.250 0.0562 0.04510 0.03673 -0.0675 1.0000 0.8795
1.500 0.0797 0.04501 0.03649 -0.0712 1.0000 1.0000
1.750 0.1136 0.04658 0.03763 -0.0758 1.0000 1.0000
2.000 0.1387 0.04799 0.03875 -0.0779 1.0000 1.0000
2.250 0.1608 0.04938 0.03992 -0.0793 1.0000 1.0000
2.500 0.1815 0.05080 0.04114 -0.0803 1.0000 1.0000
2.750 0.2012 0.05225 0.04244 -0.0811 1.0000 1.0000
3.000 0.2353 0.05478 0.04479 -0.0845 0.9939 1.0000
3.250 0.2660 0.05698 0.04686 -0.0875 0.9849 1.0000
3.500 0.2939 0.05904 0.04883 -0.0899 0.9751 1.0000
3.750 0.3218 0.06120 0.05091 -0.0923 0.9649 1.0000
4.000 0.3523 0.06374 0.05336 -0.0951 0.9556 1.0000
4.250 0.3861 0.06650 0.05605 -0.0983 0.9437 1.0000
4.500 0.4091 0.06821 0.05774 -0.0998 0.9303 1.0000
4.750 0.4311 0.07000 0.05954 -0.1010 0.9169 1.0000
5.000 0.4524 0.07190 0.06144 -0.1022 0.9038 1.0000
5.250 0.4742 0.07396 0.06350 -0.1034 0.8907 1.0000
5.500 0.4968 0.07617 0.06572 -0.1048 0.8779 1.0000
5.750 0.5212 0.07859 0.06817 -0.1064 0.8653 1.0000
6.000 0.5490 0.08128 0.07089 -0.1084 0.8523 1.0000
6.250 0.5745 0.08376 0.07341 -0.1100 0.8378 1.0000
6.500 0.5983 0.08616 0.07586 -0.1113 0.8229 1.0000
6.750 0.6189 0.08837 0.07815 -0.1122 0.8076 1.0000
7.000 0.6388 0.09062 0.08046 -0.1130 0.7922 1.0000
7.250 0.6551 0.09271 0.08263 -0.1133 0.7764 1.0000
7.500 0.6703 0.09480 0.08480 -0.1136 0.7602 1.0000
7.750 0.7598 0.09102 0.08111 -0.1137 0.6673 1.0000
8.000 0.7816 0.09230 0.08250 -0.1136 0.6474 1.0000
8.250 0.8273 0.09264 0.08298 -0.1144 0.6268 1.0000
8.500 0.8469 0.09399 0.08444 -0.1140 0.6093 1.0000
8.750 0.8600 0.09566 0.08625 -0.1134 0.5921 1.0000
9.000 0.8774 0.09718 0.08790 -0.1130 0.5752 1.0000
9.250 0.8976 0.09854 0.08940 -0.1127 0.5583 1.0000
9.500 0.9199 0.09969 0.09071 -0.1123 0.5416 1.0000
9.750 0.9438 0.10064 0.09184 -0.1118 0.5252 1.0000
10.000 0.9710 0.10111 0.09249 -0.1111 0.5087 1.0000
10.250 1.0007 0.10112 0.09270 -0.1103 0.4924 1.0000
10.500 1.0341 0.10041 0.09223 -0.1090 0.4763 1.0000
10.750 1.0460 0.10207 0.09404 -0.1081 0.4598 1.0000
11.000 1.0500 0.10474 0.09685 -0.1074 0.4430 1.0000
11.250 1.0607 0.10674 0.09901 -0.1066 0.4269 1.0000
11.500 1.0719 0.10863 0.10108 -0.1057 0.4107 1.0000
11.750 1.0849 0.11021 0.10285 -0.1047 0.3944 1.0000
12.000 1.4341 0.05453 0.04768 -0.0874 0.3114 1.0000
12.250 1.4300 0.05688 0.04979 -0.0842 0.2757 1.0000
12.500 1.4358 0.05891 0.05129 -0.0815 0.2353 1.0000
12.750 1.4367 0.06171 0.05381 -0.0792 0.2060 1.0000
13.000 1.4319 0.06512 0.05728 -0.0773 0.1863 1.0000
13.250 1.4468 0.06739 0.05920 -0.0759 0.1627 1.0000
13.500 1.4511 0.07061 0.06248 -0.0745 0.1474 1.0000
13.750 1.4586 0.07386 0.06580 -0.0732 0.1335 1.0000
14.000 1.4688 0.07713 0.06907 -0.0721 0.1208 1.0000
14.250 1.4549 0.08176 0.07416 -0.0708 0.1161 1.0000
14.500 1.4648 0.08537 0.07777 -0.0700 0.1069 1.0000
14.750 1.4452 0.09063 0.08346 -0.0693 0.1046 1.0000
15.000 1.4275 0.09604 0.08921 -0.0691 0.1022 1.0000
15.250 1.4426 0.09963 0.09272 -0.0686 0.0947 1.0000
15.500 1.4177 0.10573 0.09916 -0.0692 0.0944 1.0000
15.750 1.3922 0.11232 0.10607 -0.0707 0.0944 1.0000
16.000 1.3664 0.11948 0.11349 -0.0729 0.0947 1.0000
16.250 1.3410 0.12720 0.12143 -0.0760 0.0951 1.0000
16.500 1.1259 0.18702 0.18121 -0.1177 0.1480 1.0000
16.750 1.1208 0.19502 0.18918 -0.1219 0.1483 1.0000
17.000 1.1221 0.20201 0.19617 -0.1251 0.1489 1.0000
17.250 1.1262 0.20862 0.20282 -0.1277 0.1494 1.0000
17.500 0.8244 0.21851 0.21348 -0.1259 0.2486 1.0000
17.750 0.8360 0.22281 0.21787 -0.1263 0.2369 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 397 AIRFOIL (e397-il)