EPPLER 399 AIRFOIL (e399-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 399 AIRFOIL (e399-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.33 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e399-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e399-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 399 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.3823 0.12207 0.11665 -0.0156 1.0000 0.2727
-7.750 -0.3885 0.12054 0.11516 -0.0136 1.0000 0.2808
-7.500 -0.4207 0.12112 0.11588 -0.0119 1.0000 0.2844
-7.250 -0.4025 0.11673 0.11145 -0.0100 1.0000 0.2946
-7.000 -0.4281 0.11648 0.11131 -0.0080 1.0000 0.3002
-6.750 -0.4318 0.11367 0.10854 -0.0063 1.0000 0.3055
-6.500 -0.4353 0.11169 0.10657 -0.0043 1.0000 0.3142
-6.250 -0.5631 0.08642 0.08151 -0.0362 1.0000 0.1559
-6.000 -0.5624 0.08009 0.07507 -0.0397 1.0000 0.1547
-5.750 -0.5573 0.07207 0.06686 -0.0462 1.0000 0.1538
-5.500 -0.5313 0.05772 0.05151 -0.0635 1.0000 0.1560
-5.250 -0.5248 0.05991 0.05412 -0.0570 1.0000 0.1647
-5.000 -0.4940 0.05311 0.04667 -0.0652 1.0000 0.1750
-4.750 -0.4634 0.04906 0.04201 -0.0703 1.0000 0.1889
-4.500 -0.4369 0.04689 0.03947 -0.0727 1.0000 0.2041
-4.250 -0.4127 0.04550 0.03785 -0.0739 1.0000 0.2200
-4.000 -0.3904 0.04462 0.03684 -0.0744 1.0000 0.2367
-3.750 -0.3690 0.04402 0.03615 -0.0745 1.0000 0.2542
-3.500 -0.3483 0.04364 0.03573 -0.0744 1.0000 0.2726
-3.250 -0.3278 0.04342 0.03546 -0.0742 1.0000 0.2925
-3.000 -0.3049 0.04313 0.03502 -0.0747 1.0000 0.3157
-2.750 -0.2831 0.04298 0.03476 -0.0748 1.0000 0.3386
-2.500 -0.2644 0.04311 0.03491 -0.0741 1.0000 0.3603
-2.250 -0.2406 0.04310 0.03470 -0.0748 1.0000 0.3877
-2.000 -0.2233 0.04336 0.03503 -0.0737 1.0000 0.4094
-1.750 -0.2044 0.04361 0.03526 -0.0731 1.0000 0.4336
-1.500 -0.1838 0.04387 0.03544 -0.0731 1.0000 0.4597
-1.250 -0.1661 0.04425 0.03583 -0.0722 1.0000 0.4833
-1.000 -0.1451 0.04464 0.03612 -0.0723 1.0000 0.5107
-0.750 -0.1283 0.04508 0.03660 -0.0712 1.0000 0.5342
-0.500 -0.1077 0.04559 0.03702 -0.0713 1.0000 0.5621
-0.250 -0.0915 0.04610 0.03757 -0.0701 1.0000 0.5861
0.000 -0.0718 0.04671 0.03812 -0.0700 1.0000 0.6144
0.250 -0.0553 0.04731 0.03873 -0.0690 1.0000 0.6401
0.500 -0.0373 0.04798 0.03936 -0.0685 1.0000 0.6688
0.750 -0.0194 0.04868 0.04003 -0.0679 1.0000 0.6998
1.000 -0.0031 0.04936 0.04071 -0.0670 1.0000 0.7324
1.250 0.0114 0.04997 0.04137 -0.0656 1.0000 0.7680
1.500 0.0239 0.05046 0.04195 -0.0637 0.9998 0.8106
1.750 0.0406 0.05108 0.04274 -0.0623 0.9948 0.8821
2.000 0.0847 0.05242 0.04400 -0.0699 0.9833 1.0000
2.250 0.1284 0.05447 0.04570 -0.0772 0.9749 1.0000
2.500 0.1679 0.05701 0.04791 -0.0826 0.9685 1.0000
2.750 0.2039 0.05931 0.04996 -0.0868 0.9584 1.0000
3.000 0.2287 0.06083 0.05132 -0.0888 0.9478 1.0000
3.250 0.2561 0.06294 0.05327 -0.0912 0.9396 1.0000
3.500 0.2910 0.06560 0.05577 -0.0946 0.9292 1.0000
3.750 0.3091 0.06682 0.05692 -0.0953 0.9174 1.0000
4.000 0.3328 0.06890 0.05891 -0.0968 0.9084 1.0000
4.250 0.3665 0.07165 0.06156 -0.0998 0.8976 1.0000
4.500 0.3810 0.07283 0.06271 -0.0999 0.8853 1.0000
4.750 0.4030 0.07503 0.06486 -0.1012 0.8761 1.0000
5.000 0.4355 0.07782 0.06759 -0.1038 0.8649 1.0000
5.250 0.4470 0.07903 0.06881 -0.1035 0.8523 1.0000
5.500 0.4670 0.08128 0.07104 -0.1044 0.8426 1.0000
5.750 0.4999 0.08429 0.07404 -0.1071 0.8315 1.0000
6.000 0.5094 0.08555 0.07532 -0.1065 0.8184 1.0000
6.250 0.5253 0.08770 0.07749 -0.1070 0.8076 1.0000
6.500 0.5629 0.09138 0.08118 -0.1101 0.7976 1.0000
6.750 0.5697 0.09252 0.08237 -0.1093 0.7837 1.0000
7.000 0.5806 0.09451 0.08439 -0.1092 0.7718 1.0000
7.250 0.6067 0.09768 0.08760 -0.1109 0.7623 1.0000
7.500 0.6303 0.10021 0.09018 -0.1121 0.7487 1.0000
7.750 0.6362 0.10187 0.09192 -0.1115 0.7353 1.0000
8.000 0.6482 0.10427 0.09438 -0.1117 0.7234 1.0000
8.250 0.6759 0.10772 0.09790 -0.1135 0.7131 1.0000
8.500 0.6989 0.11041 0.10069 -0.1145 0.6986 1.0000
8.750 0.7016 0.11215 0.10250 -0.1139 0.6849 1.0000
9.000 0.7103 0.11460 0.10503 -0.1139 0.6721 1.0000
9.250 0.7266 0.11761 0.10813 -0.1147 0.6608 1.0000
9.500 0.7543 0.12105 0.11169 -0.1162 0.6477 1.0000
9.750 0.7793 0.12412 0.11486 -0.1172 0.6322 1.0000
10.000 0.7756 0.12579 0.11662 -0.1165 0.6184 1.0000
10.250 0.7810 0.12837 0.11929 -0.1166 0.6052 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 399 AIRFOIL (e399-il)