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

EPPLER 862 STRUT AIRFOIL (e862-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 862 STRUT AIRFOIL (e862-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 5.13 at α=-0.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e862-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-e862-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: EPPLER 862 STRUT AIRFOIL                        
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -15.000  -0.2787   0.17611   0.16954   0.0080   0.8047   0.3062
 -14.750  -0.2663   0.17445   0.16772   0.0076   0.7829   0.3110
 -14.500  -0.2903   0.17384   0.16704   0.0054   0.7739   0.3168
 -14.250  -0.2614   0.17020   0.16324   0.0053   0.7555   0.3182
 -14.000  -0.2373   0.16781   0.16079   0.0046   0.7396   0.3207
 -13.750  -0.2213   0.16606   0.15891   0.0042   0.7286   0.3248
 -13.500  -0.2540   0.16637   0.15918   0.0021   0.7248   0.3323
 -13.250  -0.2197   0.16208   0.15483   0.0012   0.7120   0.3335
 -13.000  -0.1936   0.15955   0.15219   0.0007   0.7025   0.3357
 -12.750  -0.1734   0.15756   0.15020  -0.0003   0.6928   0.3394
 -12.500  -0.2157   0.15883   0.15141  -0.0016   0.6912   0.3482
 -12.250  -0.1789   0.15424   0.14670  -0.0024   0.6818   0.3492
 -12.000  -0.1486   0.15133   0.14377  -0.0033   0.6736   0.3512
 -11.750  -0.1260   0.14929   0.14171  -0.0042   0.6660   0.3546
 -11.500  -0.1154   0.14774   0.14010  -0.0051   0.6605   0.3606
 -11.250  -0.1373   0.14655   0.13885  -0.0060   0.6581   0.3656
 -11.000  -0.1048   0.14345   0.13566  -0.0068   0.6519   0.3673
 -10.750  -0.0784   0.14123   0.13348  -0.0080   0.6453   0.3703
 -10.500  -0.0618   0.13949   0.13173  -0.0089   0.6395   0.3751
 -10.250  -0.0974   0.13928   0.13147  -0.0093   0.6381   0.3826
 -10.000  -0.0609   0.13571   0.12783  -0.0103   0.6320   0.3841
  -9.750  -0.0334   0.13354   0.12556  -0.0109   0.6273   0.3866
  -9.500  -0.0119   0.13173   0.12380  -0.0121   0.6228   0.3906
  -9.250  -0.0623   0.13273   0.12477  -0.0115   0.6225   0.4004
  -9.000  -0.0188   0.12862   0.12069  -0.0135   0.6162   0.4016
  -8.750   0.0139   0.12599   0.11805  -0.0147   0.6108   0.4038
  -8.500   0.0375   0.12415   0.11616  -0.0152   0.6064   0.4071
  -8.250  -0.0289   0.12656   0.11853  -0.0132   0.6068   0.4191
  -8.000   0.0170   0.12223   0.11410  -0.0149   0.6019   0.4201
  -7.750   0.0562   0.11926   0.11119  -0.0169   0.5973   0.4218
  -7.500   0.0861   0.11724   0.10923  -0.0183   0.5928   0.4246
  -7.250   0.1070   0.11571   0.10771  -0.0192   0.5887   0.4289
  -7.000   0.0559   0.11640   0.10838  -0.0174   0.5883   0.4395
  -6.750   0.0987   0.11301   0.10496  -0.0192   0.5834   0.4409
  -6.500   0.1312   0.11076   0.10266  -0.0201   0.5795   0.4432
  -6.250   0.1553   0.10930   0.10112  -0.0205   0.5763   0.4466
  -6.000   0.0887   0.11129   0.10309  -0.0173   0.5764   0.4598
  -5.750   0.1375   0.10779   0.09969  -0.0203   0.5719   0.4610
  -5.500   0.1778   0.10537   0.09736  -0.0225   0.5674   0.4629
  -5.250   0.2081   0.10370   0.09572  -0.0238   0.5632   0.4657
  -5.000   0.2295   0.10240   0.09442  -0.0244   0.5597   0.4703
  -4.750   0.1779   0.10316   0.09515  -0.0214   0.5591   0.4821
  -4.500   0.2199   0.10034   0.09229  -0.0230   0.5553   0.4836
  -4.250   0.2531   0.09854   0.09042  -0.0239   0.5523   0.4860
  -4.000   0.2800   0.09755   0.08949  -0.0252   0.5493   0.4895
  -3.750   0.2136   0.09962   0.09159  -0.0209   0.5489   0.5040
  -3.500   0.2617   0.09710   0.08922  -0.0243   0.5439   0.5053
  -3.250   0.3009   0.09531   0.08750  -0.0264   0.5393   0.5073
  -3.000   0.3313   0.09394   0.08614  -0.0275   0.5356   0.5102
  -2.750   0.3534   0.09289   0.08507  -0.0277   0.5329   0.5148
  -2.500   0.2979   0.09403   0.08621  -0.0233   0.5321   0.5279
  -2.250   0.3408   0.09166   0.08379  -0.0249   0.5294   0.5295
  -2.000   0.3747   0.09041   0.08248  -0.0258   0.5270   0.5320
  -1.750   0.4000   0.09102   0.08338  -0.0286   0.5216   0.5354
  -1.500   0.3171   0.09461   0.08707  -0.0219   0.5201   0.5511
  -1.250   0.3619   0.09294   0.08550  -0.0250   0.5149   0.5524
  -1.000   0.4016   0.09158   0.08418  -0.0269   0.5115   0.5544
  -0.750   0.4340   0.09042   0.08300  -0.0277   0.5089   0.5574
  -0.500   0.4581   0.08932   0.08185  -0.0276   0.5069   0.5618
  -0.250   0.3027   0.08574   0.07824  -0.0203   0.5067   0.5259
   0.000  -0.4293   0.08893   0.08139   0.0215   0.5779   0.5040
   0.250  -0.3729   0.09197   0.08454   0.0191   0.5761   0.5061
   0.500  -0.4580   0.08932   0.08185   0.0276   0.5618   0.5069
   0.750  -0.4340   0.09042   0.08300   0.0277   0.5574   0.5089
   1.000  -0.4016   0.09157   0.08417   0.0269   0.5544   0.5115
   1.250  -0.3619   0.09292   0.08549   0.0250   0.5524   0.5149
   1.500  -0.3170   0.09460   0.08706   0.0219   0.5511   0.5201
   1.750  -0.3997   0.09101   0.08338   0.0285   0.5354   0.5216
   2.000  -0.3745   0.09041   0.08248   0.0258   0.5320   0.5270
   2.250  -0.3406   0.09166   0.08379   0.0249   0.5295   0.5294
   2.500  -0.2976   0.09403   0.08620   0.0233   0.5279   0.5321
   2.750  -0.3531   0.09289   0.08506   0.0276   0.5148   0.5329
   3.000  -0.3309   0.09394   0.08614   0.0274   0.5102   0.5357
   3.250  -0.3005   0.09531   0.08750   0.0264   0.5073   0.5394
   3.500  -0.2612   0.09709   0.08921   0.0242   0.5053   0.5440
   3.750  -0.2132   0.09962   0.09158   0.0208   0.5040   0.5489
   4.000  -0.2795   0.09755   0.08949   0.0251   0.4895   0.5493
   4.250  -0.2526   0.09853   0.09042   0.0238   0.4860   0.5524
   4.500  -0.2193   0.10034   0.09229   0.0229   0.4836   0.5553
   4.750  -0.1772   0.10315   0.09515   0.0213   0.4821   0.5591
   5.000  -0.2288   0.10241   0.09442   0.0242   0.4703   0.5598
   5.250  -0.2073   0.10370   0.09572   0.0237   0.4658   0.5633
   5.500  -0.1770   0.10537   0.09736   0.0224   0.4629   0.5674
   5.750  -0.1368   0.10778   0.09969   0.0201   0.4610   0.5720
   6.000  -0.0881   0.11127   0.10308   0.0172   0.4598   0.5764
   6.250  -0.1543   0.10931   0.10113   0.0204   0.4466   0.5763
   6.500  -0.1303   0.11077   0.10267   0.0199   0.4432   0.5796
   6.750  -0.0977   0.11302   0.10497   0.0190   0.4409   0.5835
   7.000  -0.0550   0.11640   0.10838   0.0172   0.4395   0.5883
   7.250  -0.1058   0.11573   0.10773   0.0190   0.4290   0.5888
   7.500  -0.0850   0.11727   0.10925   0.0181   0.4246   0.5929
   7.750  -0.0550   0.11928   0.11121   0.0167   0.4218   0.5974
   8.000  -0.0159   0.12224   0.11412   0.0147   0.4201   0.6020
   8.250   0.0300   0.12656   0.11854   0.0130   0.4191   0.6068
   8.500  -0.0361   0.12419   0.11619   0.0150   0.4071   0.6065
   8.750  -0.0126   0.12603   0.11809   0.0144   0.4038   0.6109
   9.000   0.0201   0.12865   0.12072   0.0133   0.4016   0.6163
   9.250   0.0636   0.13276   0.12479   0.0112   0.4004   0.6225
   9.500   0.0135   0.13179   0.12385   0.0118   0.3906   0.6229
   9.750   0.0349   0.13359   0.12561   0.0107   0.3866   0.6274
  10.000   0.0624   0.13577   0.12789   0.0101   0.3841   0.6321
  10.250   0.0991   0.13934   0.13153   0.0090   0.3826   0.6382
  10.500   0.0635   0.13957   0.13181   0.0086   0.3751   0.6396
  10.750   0.0801   0.14130   0.13356   0.0077   0.3703   0.6454
  11.000   0.1065   0.14354   0.13574   0.0065   0.3673   0.6521
  11.250   0.1391   0.14663   0.13894   0.0057   0.3656   0.6582
  11.500   0.1172   0.14784   0.14021   0.0048   0.3607   0.6607
  11.750   0.1278   0.14939   0.14182   0.0039   0.3546   0.6662
  12.000   0.1505   0.15144   0.14388   0.0030   0.3512   0.6738
  12.250   0.1807   0.15435   0.14682   0.0020   0.3492   0.6820
  12.500   0.2176   0.15895   0.15153   0.0012   0.3482   0.6914
  12.750   0.1753   0.15771   0.15034  -0.0001   0.3395   0.6931
  13.000   0.1957   0.15970   0.15234  -0.0011   0.3357   0.7028
  13.250   0.2217   0.16223   0.15499  -0.0016   0.3335   0.7124
  13.500   0.2560   0.16652   0.15934  -0.0025   0.3323   0.7251
  13.750   0.2234   0.16625   0.15910  -0.0046   0.3248   0.7290
  14.000   0.2394   0.16800   0.16099  -0.0050   0.3207   0.7400
  14.250   0.2635   0.17040   0.16345  -0.0057   0.3182   0.7559
  14.500   0.2924   0.17404   0.16724  -0.0058   0.3168   0.7745
  14.750   0.2684   0.17467   0.16795  -0.0080   0.3110   0.7834
  15.000   0.2810   0.17635   0.16979  -0.0084   0.3062   0.8056
<< Back to EPPLER 862 STRUT AIRFOIL (e862-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 862 STRUT AIRFOIL (e862-il)