EPPLER 397 AIRFOIL (e397-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 397 AIRFOIL (e397-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 22.5 at α=11.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e397-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-e397-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.3238 0.13373 0.12713 -0.0470 1.0000 0.0512
-11.000 -0.3329 0.13167 0.12516 -0.0456 1.0000 0.0510
-10.750 -0.3428 0.12955 0.12314 -0.0442 1.0000 0.0513
-10.500 -0.3388 0.12512 0.11873 -0.0473 0.9964 0.0519
-10.250 -0.3341 0.11969 0.11332 -0.0521 0.9913 0.0530
-10.000 -0.3299 0.11426 0.10791 -0.0566 0.9858 0.0534
-9.750 -0.3280 0.10850 0.10218 -0.0613 0.9803 0.0539
-9.500 -0.3287 0.10259 0.09630 -0.0657 0.9739 0.0541
-9.250 -0.3087 0.10117 0.09485 -0.0669 0.9692 0.0571
-9.000 -0.3053 0.09730 0.09100 -0.0696 0.9621 0.0595
-8.750 -0.3060 0.09197 0.08571 -0.0740 0.9559 0.0608
-8.500 -0.3146 0.08657 0.08037 -0.0775 0.9474 0.0614
-8.250 -0.3286 0.08067 0.07453 -0.0813 0.9387 0.0617
-8.000 -0.3459 0.07196 0.06583 -0.0892 0.9299 0.0612
-7.750 -0.3693 0.06243 0.05612 -0.0989 0.9182 0.0603
-7.500 -0.3760 0.05484 0.04807 -0.1062 0.9099 0.0614
-7.250 -0.3677 0.04786 0.04016 -0.1128 0.9031 0.0651
-7.000 -0.3398 0.04632 0.03863 -0.1149 0.8997 0.0713
-6.750 -0.3257 0.04284 0.03446 -0.1166 0.8929 0.0778
-6.500 -0.3006 0.04160 0.03318 -0.1177 0.8884 0.0855
-6.250 -0.2688 0.03967 0.03092 -0.1203 0.8852 0.0959
-6.000 -0.2474 0.03817 0.02905 -0.1208 0.8798 0.1062
-5.750 -0.2218 0.03700 0.02756 -0.1217 0.8749 0.1181
-5.500 -0.1906 0.03600 0.02639 -0.1232 0.8714 0.1323
-5.250 -0.1569 0.03511 0.02534 -0.1251 0.8685 0.1486
-5.000 -0.1409 0.03475 0.02486 -0.1240 0.8619 0.1616
-4.750 -0.1118 0.03420 0.02421 -0.1249 0.8578 0.1794
-4.500 -0.0786 0.03375 0.02369 -0.1264 0.8548 0.1996
-4.250 -0.0578 0.03358 0.02343 -0.1259 0.8494 0.2176
-4.000 -0.0328 0.03337 0.02304 -0.1261 0.8445 0.2387
-3.750 -0.0022 0.03318 0.02283 -0.1269 0.8410 0.2609
-3.500 0.0331 0.03292 0.02242 -0.1286 0.8384 0.2870
-3.250 0.0455 0.03319 0.02266 -0.1267 0.8313 0.3042
-3.000 0.0738 0.03316 0.02256 -0.1271 0.8272 0.3276
-2.750 0.1070 0.03306 0.02237 -0.1283 0.8242 0.3530
-2.500 0.1244 0.03337 0.02264 -0.1271 0.8183 0.3733
-2.250 0.1496 0.03352 0.02269 -0.1271 0.8135 0.3974
-2.000 0.1804 0.03354 0.02267 -0.1277 0.8101 0.4223
-1.750 0.2067 0.03371 0.02280 -0.1278 0.8060 0.4470
-1.500 0.2232 0.03414 0.02321 -0.1265 0.7997 0.4683
-1.250 0.2523 0.03425 0.02329 -0.1269 0.7959 0.4952
-1.000 0.2853 0.03426 0.02328 -0.1277 0.7931 0.5247
-0.750 0.2949 0.03494 0.02400 -0.1254 0.7857 0.5460
-0.500 0.3212 0.03513 0.02421 -0.1253 0.7814 0.5755
-0.250 0.3518 0.03518 0.02429 -0.1256 0.7784 0.6083
0.000 0.3621 0.03588 0.02505 -0.1234 0.7712 0.6361
0.250 0.3846 0.03610 0.02534 -0.1225 0.7665 0.6711
0.500 0.4122 0.03612 0.02543 -0.1221 0.7633 0.7132
0.750 0.4176 0.03680 0.02624 -0.1189 0.7558 0.7523
1.000 0.4347 0.03688 0.02643 -0.1167 0.7509 0.8111
1.250 0.4612 0.03652 0.02619 -0.1159 0.7474 1.0000
1.500 0.4738 0.03770 0.02721 -0.1153 0.7388 1.0000
1.750 0.5070 0.03815 0.02749 -0.1169 0.7347 1.0000
2.000 0.5443 0.03844 0.02762 -0.1187 0.7318 1.0000
2.250 0.5513 0.03977 0.02888 -0.1171 0.7222 1.0000
2.500 0.5844 0.04015 0.02917 -0.1182 0.7185 1.0000
2.750 0.5981 0.04126 0.03023 -0.1173 0.7105 1.0000
3.000 0.6249 0.04186 0.03076 -0.1176 0.7052 1.0000
3.250 0.6603 0.04208 0.03093 -0.1188 0.7019 1.0000
3.500 0.6665 0.04352 0.03236 -0.1170 0.6918 1.0000
3.750 0.6995 0.04381 0.03264 -0.1179 0.6878 1.0000
4.000 0.7090 0.04515 0.03398 -0.1164 0.6784 1.0000
4.250 0.7394 0.04550 0.03433 -0.1169 0.6735 1.0000
4.500 0.7520 0.04672 0.03559 -0.1158 0.6646 1.0000
4.750 0.7799 0.04716 0.03605 -0.1160 0.6589 1.0000
5.250 0.8211 0.04872 0.03770 -0.1150 0.6439 1.0000
5.750 0.8631 0.05016 0.03929 -0.1139 0.6285 1.0000
6.000 0.8747 0.05144 0.04064 -0.1127 0.6182 1.0000
6.250 0.9065 0.05141 0.04072 -0.1128 0.6127 1.0000
6.500 0.9157 0.05281 0.04221 -0.1114 0.6013 1.0000
6.750 0.9515 0.05239 0.04191 -0.1117 0.5967 1.0000
7.000 0.9593 0.05387 0.04349 -0.1102 0.5844 1.0000
7.500 1.0060 0.05445 0.04435 -0.1088 0.5674 1.0000
7.750 1.0160 0.05573 0.04576 -0.1074 0.5548 1.0000
8.250 1.0657 0.05562 0.04597 -0.1058 0.5371 1.0000
8.500 1.0768 0.05672 0.04722 -0.1043 0.5239 1.0000
8.750 1.0903 0.05759 0.04825 -0.1030 0.5112 1.0000
9.250 1.1432 0.05645 0.04751 -0.1008 0.4921 1.0000
9.500 1.1572 0.05714 0.04836 -0.0993 0.4783 1.0000
9.750 1.1735 0.05752 0.04893 -0.0979 0.4644 1.0000
10.000 1.1916 0.05768 0.04928 -0.0965 0.4502 1.0000
10.250 1.2113 0.05760 0.04939 -0.0950 0.4353 1.0000
10.500 1.2337 0.05708 0.04904 -0.0934 0.4189 1.0000
10.750 1.2589 0.05616 0.04822 -0.0917 0.4002 1.0000
11.000 1.2664 0.05749 0.04969 -0.0901 0.3785 1.0000
11.250 1.2864 0.05717 0.04937 -0.0883 0.3547 1.0000
11.500 1.2928 0.05868 0.05090 -0.0867 0.3298 1.0000
11.750 1.2991 0.06021 0.05240 -0.0852 0.3044 1.0000
12.000 1.3048 0.06189 0.05398 -0.0837 0.2803 1.0000
12.250 1.3057 0.06445 0.05659 -0.0825 0.2584 1.0000
12.500 1.3078 0.06689 0.05903 -0.0814 0.2380 1.0000
12.750 1.3073 0.06977 0.06189 -0.0805 0.2178 1.0000
13.000 1.3052 0.07296 0.06509 -0.0798 0.1978 1.0000
13.250 1.3023 0.07633 0.06839 -0.0793 0.1793 1.0000
13.500 1.2992 0.07987 0.07189 -0.0789 0.1621 1.0000
13.750 1.2960 0.08358 0.07560 -0.0787 0.1457 1.0000
14.000 1.2928 0.08738 0.07938 -0.0786 0.1313 1.0000
14.250 1.2901 0.09121 0.08318 -0.0788 0.1188 1.0000
14.500 1.2878 0.09497 0.08687 -0.0790 0.1084 1.0000
14.750 1.2868 0.09879 0.09083 -0.0794 0.0984 1.0000
15.000 1.2864 0.10254 0.09465 -0.0799 0.0901 1.0000
15.250 1.2864 0.10612 0.09823 -0.0804 0.0832 1.0000
15.500 1.2866 0.11002 0.10236 -0.0811 0.0763 1.0000
15.750 1.2877 0.11344 0.10573 -0.0818 0.0709 1.0000
16.000 1.2874 0.11763 0.11021 -0.0828 0.0656 1.0000
16.250 1.2880 0.12125 0.11385 -0.0839 0.0612 1.0000
16.500 1.2883 0.12533 0.11811 -0.0850 0.0574 1.0000
16.750 1.2866 0.12981 0.12280 -0.0867 0.0540 1.0000
17.000 1.2907 0.13274 0.12566 -0.0876 0.0506 1.0000
17.250 1.2867 0.13794 0.13112 -0.0898 0.0484 1.0000
17.500 1.2780 0.14434 0.13785 -0.0930 0.0468 1.0000
17.750 1.2681 0.15115 0.14492 -0.0969 0.0454 1.0000
18.000 1.2570 0.15849 0.15248 -0.1013 0.0443 1.0000
18.250 1.2423 0.16717 0.16138 -0.1068 0.0437 1.0000
18.500 1.2111 0.18202 0.17647 -0.1167 0.0449 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 397 AIRFOIL (e397-il)