EPPLER 398 AIRFOIL (e398-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 398 AIRFOIL (e398-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.57 at α=8° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e398-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e398-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 398 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.4100 0.12492 0.11969 -0.0157 1.0000 0.2474
-7.500 -0.3876 0.11996 0.11470 -0.0135 1.0000 0.2574
-7.250 -0.4142 0.12010 0.11496 -0.0118 1.0000 0.2624
-7.000 -0.4118 0.11676 0.11165 -0.0101 1.0000 0.2681
-6.750 -0.4210 0.11533 0.11028 -0.0080 1.0000 0.2762
-6.500 -0.4550 0.11569 0.11077 -0.0057 1.0000 0.2791
-6.250 -0.4383 0.11152 0.10657 -0.0039 1.0000 0.2903
-6.000 -0.4700 0.11141 0.10658 -0.0011 1.0000 0.2945
-5.750 -0.4639 0.10797 0.10315 0.0008 1.0000 0.3031
-5.500 -0.5268 0.08722 0.08233 -0.0337 1.0000 0.1690
-5.250 -0.5221 0.08510 0.08027 -0.0298 1.0000 0.1713
-5.000 -0.5114 0.07735 0.07237 -0.0366 1.0000 0.1628
-4.750 -0.4643 0.05796 0.05188 -0.0631 1.0000 0.1555
-4.500 -0.4428 0.05535 0.04907 -0.0649 1.0000 0.1650
-4.250 -0.4154 0.05190 0.04526 -0.0686 1.0000 0.1761
-4.000 -0.3840 0.04858 0.04144 -0.0727 1.0000 0.1894
-3.750 -0.3556 0.04647 0.03896 -0.0753 1.0000 0.2045
-3.500 -0.3301 0.04519 0.03743 -0.0766 1.0000 0.2208
-3.250 -0.3064 0.04437 0.03645 -0.0774 1.0000 0.2389
-3.000 -0.2817 0.04366 0.03552 -0.0784 1.0000 0.2590
-2.750 -0.2562 0.04305 0.03467 -0.0795 1.0000 0.2817
-2.500 -0.2359 0.04297 0.03461 -0.0792 1.0000 0.3028
-2.250 -0.2116 0.04280 0.03424 -0.0799 1.0000 0.3296
-2.000 -0.1926 0.04292 0.03441 -0.0793 1.0000 0.3525
-1.750 -0.1704 0.04300 0.03439 -0.0796 1.0000 0.3803
-1.500 -0.1508 0.04327 0.03467 -0.0791 1.0000 0.4069
-1.250 -0.1308 0.04356 0.03495 -0.0788 1.0000 0.4345
-1.000 -0.1101 0.04392 0.03527 -0.0787 1.0000 0.4645
-0.750 -0.0898 0.04436 0.03568 -0.0785 1.0000 0.4954
-0.500 -0.0702 0.04486 0.03617 -0.0781 1.0000 0.5266
-0.250 -0.0516 0.04541 0.03675 -0.0775 1.0000 0.5581
0.000 -0.0326 0.04602 0.03735 -0.0770 1.0000 0.5915
0.250 -0.0141 0.04666 0.03800 -0.0764 1.0000 0.6268
0.500 0.0027 0.04730 0.03868 -0.0753 1.0000 0.6635
0.750 0.0200 0.04796 0.03937 -0.0744 1.0000 0.7063
1.000 0.0346 0.04851 0.04003 -0.0728 1.0000 0.7550
1.250 0.0451 0.04879 0.04051 -0.0700 1.0000 0.8192
1.500 0.0421 0.04759 0.03966 -0.0658 1.0000 0.9599
1.750 0.0995 0.05019 0.04168 -0.0766 0.9947 1.0000
2.000 0.1364 0.05231 0.04343 -0.0814 0.9878 1.0000
2.250 0.1728 0.05487 0.04567 -0.0856 0.9818 1.0000
2.500 0.2056 0.05701 0.04757 -0.0889 0.9722 1.0000
2.750 0.2311 0.05868 0.04908 -0.0909 0.9622 1.0000
3.000 0.2579 0.06069 0.05094 -0.0931 0.9535 1.0000
3.250 0.2944 0.06359 0.05365 -0.0967 0.9443 1.0000
3.500 0.3144 0.06488 0.05486 -0.0976 0.9323 1.0000
3.750 0.3353 0.06658 0.05648 -0.0986 0.9215 1.0000
4.000 0.3690 0.06959 0.05937 -0.1017 0.9134 1.0000
4.250 0.3904 0.07114 0.06087 -0.1027 0.9004 1.0000
4.500 0.4073 0.07267 0.06238 -0.1031 0.8884 1.0000
4.750 0.4306 0.07499 0.06465 -0.1045 0.8793 1.0000
5.000 0.4624 0.07775 0.06736 -0.1070 0.8678 1.0000
5.250 0.4756 0.07908 0.06870 -0.1068 0.8547 1.0000
5.500 0.4918 0.08101 0.07062 -0.1072 0.8436 1.0000
5.750 0.5240 0.08426 0.07386 -0.1098 0.8344 1.0000
6.000 0.5417 0.08600 0.07562 -0.1102 0.8210 1.0000
6.250 0.5536 0.08768 0.07732 -0.1100 0.8081 1.0000
6.500 0.5696 0.08991 0.07959 -0.1105 0.7970 1.0000
6.750 0.6039 0.09347 0.08317 -0.1131 0.7871 1.0000
7.000 0.6175 0.09519 0.08495 -0.1131 0.7731 1.0000
7.250 0.6270 0.09702 0.08683 -0.1128 0.7599 1.0000
7.500 0.6401 0.09932 0.08919 -0.1130 0.7477 1.0000
7.750 0.6619 0.10231 0.09225 -0.1142 0.7374 1.0000
8.000 0.6954 0.10579 0.09579 -0.1164 0.7241 1.0000
8.250 0.7002 0.10736 0.09745 -0.1157 0.7101 1.0000
8.500 0.7084 0.10952 0.09969 -0.1155 0.6965 1.0000
8.750 0.7189 0.11205 0.10231 -0.1156 0.6840 1.0000
9.000 0.7344 0.11490 0.10525 -0.1162 0.6719 1.0000
9.250 0.7576 0.11814 0.10858 -0.1174 0.6594 1.0000
9.500 0.7808 0.12119 0.11174 -0.1183 0.6449 1.0000
9.750 0.8001 0.12401 0.11468 -0.1189 0.6295 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 398 AIRFOIL (e398-il)