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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 862 STRUT AIRFOIL (e862-il)