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

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
<< Back to EPPLER 397 AIRFOIL (e397-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 397 AIRFOIL (e397-il)