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

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
<< Back to EPPLER E838 HYDROFOIL AIRFOIL (e838-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER E838 HYDROFOIL AIRFOIL (e838-il)