EPPLER 378 AIRFOIL (e378-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 378 AIRFOIL (e378-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 36.63 at α=12.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e378-il-200000.txt Download as CSV file: xf-e378-il-200000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 378 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.2490 0.12386 0.12037 -0.0306 0.9157 0.0146
-9.750 -0.2423 0.12062 0.11718 -0.0302 0.9261 0.0150
-9.500 -0.2330 0.11788 0.11446 -0.0315 0.9248 0.0153
-9.250 -0.2231 0.11537 0.11194 -0.0331 0.9207 0.0156
-9.000 -0.2116 0.11359 0.11011 -0.0363 0.9065 0.0159
-8.750 -0.2072 0.11031 0.10698 -0.0337 0.9340 0.0162
-8.500 -0.1961 0.10872 0.10533 -0.0365 0.9182 0.0164
-8.250 -0.1879 0.10765 0.10424 -0.0386 0.9076 0.0165
-8.000 -0.1815 0.10568 0.10230 -0.0387 0.9102 0.0166
-7.750 -0.1754 0.10435 0.10100 -0.0398 0.9074 0.0167
-7.500 -0.1661 0.10322 0.09983 -0.0427 0.8947 0.0167
-7.250 -0.1563 0.10124 0.09788 -0.0439 0.8992 0.0167
-6.750 -0.1352 0.09382 0.09048 -0.0452 0.8899 0.0170
-6.500 -0.1280 0.08942 0.08605 -0.0438 0.8845 0.0174
-6.250 -0.1187 0.08606 0.08276 -0.0426 0.8879 0.0178
-6.000 -0.1067 0.08350 0.08018 -0.0436 0.8825 0.0182
-5.750 -0.0943 0.08081 0.07752 -0.0441 0.8789 0.0188
-5.500 -0.0777 0.07863 0.07527 -0.0473 0.8647 0.0194
-5.250 -0.0638 0.07586 0.07254 -0.0472 0.8640 0.0198
-5.000 -0.0492 0.07315 0.06984 -0.0474 0.8571 0.0208
-4.750 -0.0314 0.07064 0.06730 -0.0488 0.8449 0.0218
-4.500 -0.0084 0.06839 0.06498 -0.0514 0.8315 0.0228
-4.250 0.0288 0.06762 0.06408 -0.0577 0.8134 0.0236
-4.000 0.0680 0.06593 0.06225 -0.0649 0.8015 0.0238
-3.750 0.0725 0.06067 0.05700 -0.0616 0.7694 0.0244
-3.500 0.0898 0.05674 0.05322 -0.0628 0.7227 0.0260
-3.250 0.1176 0.05418 0.05050 -0.0661 0.7085 0.0288
-3.000 0.1602 0.05198 0.04809 -0.0731 0.7001 0.0321
-2.750 0.2254 0.05164 0.04733 -0.0847 0.6892 0.0332
-2.500 0.2532 0.05923 0.05452 -0.1065 0.6430 0.0333
-2.250 0.1797 0.06271 0.05807 -0.0915 0.6295 0.0331
-2.000 0.1317 0.06461 0.05999 -0.0814 0.6193 0.0328
-1.750 0.0874 0.06638 0.06176 -0.0729 0.6097 0.0322
-1.500 0.0858 0.06925 0.06451 -0.0697 0.6014 0.0328
-1.250 0.0414 0.07208 0.06733 -0.0616 0.5932 0.0322
-1.000 0.0286 0.07569 0.07086 -0.0568 0.5846 0.0326
-0.750 -0.0223 0.07994 0.07509 -0.0478 0.5768 0.0315
-0.500 -0.0499 0.07920 0.07461 -0.0356 0.5636 0.0323
-0.250 -0.0556 0.08484 0.08014 -0.0307 0.5560 0.0328
0.000 -0.1180 0.09111 0.08646 -0.0197 0.5488 0.0313
0.250 -0.1984 0.10418 0.09959 -0.0047 0.5385 0.0276
0.500 -0.2251 0.11044 0.10583 0.0034 0.5312 0.0273
0.750 -0.2613 0.11790 0.11330 0.0132 0.5240 0.0274
1.000 -0.2802 0.12282 0.11822 0.0212 0.5174 0.0280
1.250 -0.3032 0.12829 0.12373 0.0300 0.5105 0.0282
1.500 -0.3261 0.13499 0.13046 0.0393 0.5034 0.0297
1.750 -0.3278 0.14029 0.13579 0.0461 0.4972 0.0309
2.000 -0.3475 0.14861 0.14369 0.0500 0.5004 0.0302
2.250 -0.3336 0.15731 0.15237 0.0566 0.4954 0.0327
7.500 0.9836 0.09481 0.08871 -0.0135 0.4259 0.7669
7.750 0.9662 0.09476 0.08860 -0.0051 0.4233 0.7690
8.000 0.9400 0.09316 0.08691 0.0046 0.4218 0.7699
8.250 0.9510 0.09480 0.08865 0.0072 0.4140 0.7702
8.500 0.9634 0.09727 0.09112 0.0099 0.4081 0.7703
8.750 0.9781 0.09615 0.09005 0.0111 0.4007 0.7707
9.000 0.9967 0.09514 0.08898 0.0116 0.3945 0.7709
9.250 1.0170 0.09516 0.08910 0.0124 0.3850 0.7709
9.500 1.0408 0.09374 0.08766 0.0121 0.3767 0.7710
9.750 1.0573 0.09441 0.08841 0.0139 0.3666 0.7710
10.000 1.0731 0.09533 0.08944 0.0160 0.3549 0.7710
10.250 1.0984 0.09387 0.08803 0.0155 0.3415 0.7711
10.500 1.1252 0.09229 0.08646 0.0147 0.3252 0.7712
12.250 1.5502 0.04232 0.03538 -0.0492 0.0352 0.8565
12.500 1.5537 0.04548 0.03865 -0.0520 0.0298 0.8527
12.750 1.5487 0.04938 0.04258 -0.0532 0.0261 0.8553
13.000 1.5390 0.05397 0.04733 -0.0535 0.0237 0.8561
13.250 1.5356 0.05798 0.05154 -0.0538 0.0213 0.8550
13.500 1.5309 0.06259 0.05626 -0.0555 0.0193 0.8569
13.750 1.5210 0.06705 0.06080 -0.0547 0.0181 0.8537
14.000 1.5120 0.07179 0.06563 -0.0539 0.0168 0.8535
14.250 1.5102 0.07584 0.06990 -0.0549 0.0157 0.8538
14.500 1.5061 0.08018 0.07441 -0.0561 0.0143 0.8537
14.750 1.5007 0.08455 0.07892 -0.0565 0.0133 0.8518
15.000 1.4961 0.08928 0.08375 -0.0585 0.0125 0.8533
15.250 1.4901 0.09398 0.08857 -0.0589 0.0120 0.8523
15.500 1.4823 0.09922 0.09399 -0.0591 0.0115 0.8513
15.750 1.4719 0.10539 0.10042 -0.0606 0.0113 0.8524
16.000 1.4613 0.11166 0.10691 -0.0632 0.0112 0.8527
16.250 1.4505 0.11784 0.11332 -0.0653 0.0111 0.8507
16.500 1.4385 0.12448 0.12019 -0.0682 0.0111 0.8494
16.750 1.4260 0.13152 0.12745 -0.0715 0.0111 0.8486
17.000 1.4139 0.13916 0.13530 -0.0765 0.0111 0.8503
17.250 1.4008 0.14707 0.14341 -0.0814 0.0110 0.8503
17.500 1.3874 0.15511 0.15163 -0.0858 0.0111 0.8490
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 378 AIRFOIL (e378-il)