EPPLER E838 HYDROFOIL AIRFOIL (e838-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER E838 HYDROFOIL AIRFOIL (e838-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 18.93 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e838-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e838-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER E838 HYDROFOIL 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-14.750 -0.5722 0.14644 0.13960 -0.0200 1.0000 0.1509
-14.500 -0.5550 0.14139 0.13451 -0.0204 1.0000 0.1450
-14.250 -0.6683 0.11148 0.10488 -0.0411 1.0000 0.1089
-14.000 -0.6811 0.10436 0.09775 -0.0439 1.0000 0.1076
-13.750 -0.7055 0.09669 0.09005 -0.0473 1.0000 0.1054
-13.500 -0.7437 0.08884 0.08209 -0.0506 1.0000 0.1030
-13.250 -0.7851 0.08209 0.07516 -0.0527 1.0000 0.1008
-13.000 -0.8736 0.07737 0.06988 -0.0523 1.0000 0.0957
-12.750 -0.8895 0.07341 0.06573 -0.0512 1.0000 0.0956
-12.500 -0.9045 0.06979 0.06190 -0.0496 1.0000 0.0955
-12.250 -0.9179 0.06646 0.05832 -0.0476 1.0000 0.0955
-12.000 -0.9304 0.06341 0.05501 -0.0449 1.0000 0.0956
-11.750 -0.9316 0.05983 0.05118 -0.0429 1.0000 0.0961
-11.500 -0.8922 0.05522 0.04657 -0.0451 1.0000 0.1019
-11.250 -0.8873 0.05252 0.04359 -0.0434 1.0000 0.1056
-11.000 -0.8848 0.05006 0.04071 -0.0411 1.0000 0.1087
-10.750 -0.8240 0.04622 0.03670 -0.0442 1.0000 0.1221
-10.500 -0.7357 0.04394 0.03481 -0.0469 1.0000 0.1576
-10.250 -0.7099 0.04217 0.03345 -0.0453 1.0000 0.1967
-10.000 -0.7098 0.03996 0.03198 -0.0425 1.0000 0.2444
-9.750 -0.7212 0.03813 0.03138 -0.0377 1.0000 0.3232
-9.500 -0.5418 0.06540 0.05826 -0.0240 1.0000 0.4809
-9.250 -0.4880 0.06960 0.06207 -0.0216 1.0000 0.5156
-9.000 -0.4483 0.07142 0.06362 -0.0203 1.0000 0.5460
-8.750 -0.4100 0.07237 0.06434 -0.0196 1.0000 0.5745
-8.500 -0.3776 0.07278 0.06455 -0.0189 1.0000 0.6028
-8.250 -0.3535 0.07303 0.06468 -0.0175 1.0000 0.6308
-8.000 -0.2504 0.07506 0.06634 -0.0197 1.0000 0.7471
-7.750 -0.2400 0.07425 0.06547 -0.0185 1.0000 0.7720
-7.500 -0.2521 0.07468 0.06589 -0.0143 1.0000 0.7899
-7.250 -0.2365 0.07301 0.06413 -0.0142 1.0000 0.8093
-7.000 -0.2282 0.07221 0.06323 -0.0132 1.0000 0.8307
-6.750 -0.2322 0.07227 0.06324 -0.0103 1.0000 0.8509
-6.500 -0.2097 0.07027 0.06112 -0.0119 1.0000 0.8706
-6.250 -0.1968 0.06942 0.06017 -0.0120 1.0000 0.8934
-6.000 -0.1805 0.06811 0.05876 -0.0129 1.0000 0.9135
-5.750 -0.1547 0.06659 0.05710 -0.0157 1.0000 0.9374
-5.500 -0.1270 0.06490 0.05528 -0.0191 1.0000 0.9593
-5.250 -0.0859 0.06280 0.05302 -0.0255 1.0000 0.9844
-5.000 -0.0463 0.06080 0.05085 -0.0319 1.0000 1.0000
-4.750 -0.0470 0.06072 0.05073 -0.0301 1.0000 1.0000
-4.500 -0.0471 0.06063 0.05060 -0.0283 1.0000 1.0000
-4.250 -0.0466 0.06053 0.05046 -0.0266 1.0000 1.0000
-4.000 -0.0457 0.06040 0.05029 -0.0249 1.0000 1.0000
-3.750 -0.0444 0.06026 0.05012 -0.0232 1.0000 1.0000
-3.500 -0.0359 0.05984 0.04964 -0.0229 0.9985 1.0000
-3.250 -0.0104 0.05892 0.04866 -0.0261 0.9929 1.0000
-3.000 0.0117 0.05814 0.04783 -0.0285 0.9873 1.0000
-2.750 0.0366 0.05755 0.04718 -0.0314 0.9825 1.0000
-2.500 0.0516 0.05708 0.04669 -0.0321 0.9774 1.0000
-2.250 0.0711 0.05669 0.04626 -0.0338 0.9726 1.0000
-2.000 0.0897 0.05642 0.04596 -0.0352 0.9682 1.0000
-1.750 0.0995 0.05628 0.04582 -0.0348 0.9638 1.0000
-1.500 0.1139 0.05617 0.04570 -0.0353 0.9596 1.0000
-1.250 0.1345 0.05610 0.04561 -0.0370 0.9557 1.0000
-1.000 0.0374 0.05779 0.04732 -0.0158 0.9544 0.9647
-0.750 0.0074 0.05813 0.04766 -0.0080 0.9531 0.9544
-0.500 0.0056 0.05802 0.04754 -0.0055 0.9515 0.9522
-0.250 0.0020 0.05797 0.04749 -0.0026 0.9508 0.9505
0.000 -0.0006 0.05797 0.04748 0.0001 0.9505 0.9501
0.250 -0.0029 0.05797 0.04749 0.0028 0.9508 0.9505
0.500 -0.0058 0.05801 0.04753 0.0055 0.9524 0.9515
0.750 -0.0074 0.05813 0.04765 0.0080 0.9545 0.9531
1.000 -0.0380 0.05777 0.04730 0.0159 0.9651 0.9543
1.250 -0.1352 0.05607 0.04558 0.0371 1.0000 0.9556
1.500 -0.1139 0.05614 0.04567 0.0353 1.0000 0.9596
1.750 -0.0997 0.05624 0.04578 0.0348 1.0000 0.9638
2.000 -0.0898 0.05638 0.04592 0.0352 1.0000 0.9682
2.250 -0.0710 0.05666 0.04623 0.0337 1.0000 0.9726
2.500 -0.0516 0.05704 0.04664 0.0321 1.0000 0.9774
2.750 -0.0367 0.05750 0.04713 0.0314 1.0000 0.9825
3.000 -0.0118 0.05809 0.04778 0.0285 1.0000 0.9873
3.250 0.0105 0.05887 0.04861 0.0261 1.0000 0.9930
3.500 0.0367 0.05981 0.04962 0.0228 1.0000 0.9987
3.750 0.0443 0.06020 0.05004 0.0232 1.0000 1.0000
4.000 0.0456 0.06032 0.05021 0.0249 1.0000 1.0000
4.250 0.0464 0.06044 0.05036 0.0266 1.0000 1.0000
4.500 0.0469 0.06054 0.05051 0.0283 1.0000 1.0000
4.750 0.0468 0.06063 0.05064 0.0301 1.0000 1.0000
5.000 0.0461 0.06069 0.05074 0.0320 1.0000 1.0000
5.250 0.0851 0.06266 0.05288 0.0256 0.9846 1.0000
5.500 0.1259 0.06474 0.05512 0.0193 0.9596 1.0000
5.750 0.1545 0.06653 0.05703 0.0157 0.9380 1.0000
6.000 0.1802 0.06800 0.05865 0.0130 0.9135 1.0000
6.250 0.1973 0.06940 0.06015 0.0119 0.8940 1.0000
6.500 0.2091 0.07014 0.06099 0.0120 0.8708 1.0000
6.750 0.2309 0.07208 0.06304 0.0105 0.8511 1.0000
7.000 0.2282 0.07218 0.06319 0.0131 0.8319 1.0000
7.250 0.2338 0.07278 0.06388 0.0146 0.8103 1.0000
7.500 0.2528 0.07465 0.06586 0.0142 0.7901 1.0000
7.750 0.2399 0.07415 0.06536 0.0185 0.7721 1.0000
8.000 0.2485 0.07486 0.06613 0.0199 0.7477 1.0000
8.250 0.3534 0.07295 0.06460 0.0176 0.6309 1.0000
8.500 0.3781 0.07270 0.06448 0.0189 0.6027 1.0000
8.750 0.4111 0.07232 0.06429 0.0195 0.5748 1.0000
9.000 0.4487 0.07135 0.06355 0.0203 0.5458 1.0000
9.250 0.4888 0.06955 0.06201 0.0216 0.5156 1.0000
9.500 0.5471 0.06483 0.05772 0.0240 0.4801 1.0000
9.750 0.7215 0.03811 0.03135 0.0377 0.3228 1.0000
10.000 0.7096 0.03997 0.03198 0.0424 0.2436 1.0000
10.250 0.7111 0.04215 0.03337 0.0453 0.1953 1.0000
10.500 0.7360 0.04393 0.03480 0.0468 0.1574 1.0000
10.750 0.8246 0.04622 0.03670 0.0442 0.1221 1.0000
11.000 0.8847 0.05006 0.04072 0.0411 0.1087 1.0000
11.250 0.8872 0.05249 0.04355 0.0434 0.1056 1.0000
11.500 0.8926 0.05524 0.04659 0.0451 0.1016 1.0000
11.750 0.9342 0.06012 0.05146 0.0426 0.0960 1.0000
12.000 0.9290 0.06338 0.05498 0.0450 0.0956 1.0000
12.250 0.9191 0.06653 0.05840 0.0474 0.0955 1.0000
12.500 0.9055 0.06984 0.06195 0.0495 0.0955 1.0000
12.750 0.8928 0.07353 0.06585 0.0510 0.0957 1.0000
13.000 0.8323 0.07650 0.06929 0.0532 0.0986 1.0000
13.250 0.7857 0.08217 0.07524 0.0527 0.1005 1.0000
13.500 0.7435 0.08898 0.08223 0.0505 0.1029 1.0000
13.750 0.7071 0.09662 0.08997 0.0472 0.1054 1.0000
14.000 0.6811 0.10449 0.09788 0.0437 0.1076 1.0000
14.250 0.6678 0.11171 0.10510 0.0408 0.1089 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER E838 HYDROFOIL AIRFOIL (e838-il)