EPPLER 378 AIRFOIL (e378-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 378 AIRFOIL (e378-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 38.32 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e378-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-e378-il-50000-n5.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.2511 0.10905 0.10305 -0.0061 1.0000 0.0428
-7.500 -0.2413 0.10631 0.10041 -0.0072 1.0000 0.0439
-7.250 -0.2320 0.10388 0.09807 -0.0087 1.0000 0.0450
-7.000 -0.2221 0.10151 0.09582 -0.0102 1.0000 0.0462
-6.750 -0.2111 0.09917 0.09359 -0.0122 1.0000 0.0476
-6.500 -0.1993 0.09698 0.09154 -0.0146 1.0000 0.0489
-6.250 -0.1883 0.09530 0.09000 -0.0173 1.0000 0.0502
-6.000 -0.1555 0.09350 0.08817 -0.0264 0.9515 0.0516
-5.750 -0.1122 0.09206 0.08662 -0.0379 0.9124 0.0522
-5.500 -0.0859 0.08862 0.08311 -0.0429 0.8890 0.0526
-5.250 -0.0757 0.08245 0.07691 -0.0407 0.8705 0.0540
-5.000 -0.0589 0.07916 0.07356 -0.0422 0.8556 0.0559
-4.750 -0.0398 0.07659 0.07091 -0.0443 0.8354 0.0581
-4.500 -0.0186 0.07428 0.06851 -0.0470 0.8188 0.0606
-4.250 0.0086 0.07246 0.06659 -0.0518 0.8074 0.0635
-4.000 0.0479 0.07209 0.06603 -0.0599 0.7933 0.0651
-3.750 0.0659 0.06839 0.06229 -0.0609 0.7827 0.0662
-3.500 0.0776 0.06469 0.05856 -0.0595 0.7715 0.0696
-3.250 0.1058 0.06259 0.05633 -0.0631 0.7593 0.0756
-3.000 0.1597 0.06235 0.05588 -0.0735 0.7486 0.0789
-2.750 0.1706 0.05786 0.05142 -0.0720 0.7401 0.0807
-2.500 0.1963 0.05509 0.04860 -0.0742 0.7316 0.0840
-2.250 0.2316 0.05297 0.04632 -0.0785 0.7245 0.0895
-2.000 0.2848 0.05222 0.04528 -0.0863 0.7159 0.0925
-1.750 0.3029 0.04846 0.04152 -0.0862 0.7088 0.0946
-1.500 0.3321 0.04618 0.03910 -0.0880 0.7010 0.1004
-1.250 0.3664 0.04427 0.03702 -0.0909 0.6928 0.1111
-0.750 0.4475 0.03950 0.03168 -0.0979 0.6778 0.0736
-0.500 0.4955 0.03730 0.02899 -0.1020 0.6710 0.0652
-0.250 0.5220 0.03590 0.02754 -0.1028 0.6633 0.0758
0.000 0.5578 0.03411 0.02539 -0.1046 0.6570 0.0755
0.250 0.5937 0.03247 0.02341 -0.1063 0.6501 0.0760
0.500 0.6255 0.03133 0.02200 -0.1072 0.6435 0.0838
0.750 0.6594 0.03012 0.02037 -0.1082 0.6373 0.0906
1.000 0.6904 0.02911 0.01905 -0.1088 0.6307 0.0957
1.250 0.7201 0.02858 0.01821 -0.1089 0.6250 0.1108
1.500 0.7527 0.02806 0.01731 -0.1098 0.6175 0.1227
1.750 0.7831 0.02770 0.01657 -0.1099 0.6123 0.1382
2.000 0.8134 0.02757 0.01619 -0.1105 0.6046 0.1511
2.250 0.8421 0.02745 0.01583 -0.1103 0.5990 0.1681
2.500 0.8707 0.02746 0.01568 -0.1105 0.5921 0.1788
2.750 0.8976 0.02752 0.01564 -0.1102 0.5862 0.1978
3.000 0.9240 0.02768 0.01571 -0.1100 0.5799 0.2144
3.250 0.9495 0.02791 0.01597 -0.1097 0.5734 0.2330
3.500 0.9752 0.02799 0.01598 -0.1090 0.5686 0.2568
3.750 0.9996 0.02851 0.01662 -0.1090 0.5607 0.2823
4.000 1.0248 0.02862 0.01682 -0.1084 0.5556 0.3147
4.250 1.0487 0.02913 0.01755 -0.1083 0.5482 0.3610
4.500 1.0765 0.02892 0.01788 -0.1084 0.5423 1.0000
4.750 1.1004 0.02976 0.01866 -0.1081 0.5353 1.0000
5.000 1.1248 0.03036 0.01919 -0.1075 0.5289 1.0000
5.250 1.1482 0.03116 0.02010 -0.1071 0.5219 1.0000
5.500 1.1717 0.03180 0.02078 -0.1064 0.5149 1.0000
5.750 1.1945 0.03259 0.02165 -0.1059 0.5075 1.0000
6.000 1.2178 0.03318 0.02231 -0.1052 0.5001 1.0000
6.250 1.2393 0.03407 0.02334 -0.1046 0.4916 1.0000
6.500 1.2635 0.03436 0.02380 -0.1035 0.4845 1.0000
6.750 1.2831 0.03542 0.02508 -0.1030 0.4743 1.0000
7.000 1.3062 0.03580 0.02559 -0.1019 0.4661 1.0000
7.250 1.3286 0.03619 0.02615 -0.1008 0.4567 1.0000
7.500 1.3478 0.03701 0.02720 -0.0999 0.4455 1.0000
7.750 1.3685 0.03748 0.02798 -0.0988 0.4344 1.0000
8.000 1.3908 0.03759 0.02828 -0.0974 0.4231 1.0000
8.250 1.4131 0.03754 0.02843 -0.0960 0.4110 1.0000
8.500 1.4328 0.03775 0.02888 -0.0945 0.3969 1.0000
8.750 1.4497 0.03823 0.02964 -0.0931 0.3808 1.0000
9.000 1.4660 0.03864 0.03031 -0.0916 0.3633 1.0000
9.250 1.4835 0.03871 0.03067 -0.0898 0.3443 1.0000
9.500 1.4942 0.03963 0.03184 -0.0881 0.3226 1.0000
9.750 1.5050 0.04034 0.03267 -0.0862 0.2990 1.0000
10.000 1.5110 0.04156 0.03397 -0.0843 0.2739 1.0000
10.250 1.5105 0.04351 0.03595 -0.0825 0.2491 1.0000
10.500 1.5049 0.04588 0.03827 -0.0806 0.2280 1.0000
10.750 1.4974 0.04887 0.04122 -0.0795 0.2094 1.0000
11.000 1.4894 0.05217 0.04444 -0.0786 0.1925 1.0000
11.250 1.4809 0.05585 0.04806 -0.0782 0.1771 1.0000
11.500 1.4731 0.05969 0.05188 -0.0780 0.1633 1.0000
11.750 1.4652 0.06367 0.05583 -0.0780 0.1504 1.0000
12.000 1.4575 0.06774 0.05993 -0.0781 0.1385 1.0000
12.250 1.4505 0.07191 0.06416 -0.0782 0.1273 1.0000
12.500 1.4451 0.07592 0.06824 -0.0783 0.1176 1.0000
12.750 1.4394 0.07997 0.07229 -0.0784 0.1087 1.0000
13.000 1.4330 0.08425 0.07661 -0.0790 0.1001 1.0000
13.250 1.4267 0.08876 0.08128 -0.0795 0.0922 1.0000
13.500 1.4227 0.09264 0.08520 -0.0797 0.0853 1.0000
13.750 1.4159 0.09759 0.09044 -0.0808 0.0788 1.0000
14.000 1.4112 0.10184 0.09464 -0.0816 0.0728 1.0000
14.250 1.4040 0.10727 0.10039 -0.0831 0.0678 1.0000
14.500 1.4020 0.11123 0.10435 -0.0838 0.0628 1.0000
14.750 1.3941 0.11702 0.11039 -0.0857 0.0594 1.0000
15.000 1.3842 0.12348 0.11713 -0.0884 0.0564 1.0000
15.250 1.3777 0.12897 0.12274 -0.0908 0.0530 1.0000
15.500 1.3757 0.13340 0.12716 -0.0922 0.0498 1.0000
15.750 1.3627 0.14139 0.13545 -0.0964 0.0491 1.0000
16.000 1.3483 0.15018 0.14448 -0.1015 0.0488 1.0000
16.250 1.3323 0.15993 0.15439 -0.1073 0.0489 1.0000
16.500 1.3157 0.17063 0.16519 -0.1140 0.0492 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 378 AIRFOIL (e378-il)