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=5


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 862 STRUT AIRFOIL (e862-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 10.5 at α=5.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e862-il-100000-n5.txt
Download as CSV file: xf-e862-il-100000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.250  -0.3612   0.11839   0.10964  -0.0094   0.6133   0.2606
 -12.000  -0.3434   0.11737   0.10856  -0.0098   0.6067   0.2626
 -11.750  -0.3683   0.11073   0.10180  -0.0116   0.6044   0.2723
 -11.500  -0.3453   0.11042   0.10143  -0.0117   0.5984   0.2735
 -11.250  -0.3233   0.10987   0.10089  -0.0121   0.5918   0.2750
 -11.000  -0.3055   0.10880   0.09978  -0.0125   0.5859   0.2773
 -10.750  -0.3307   0.10239   0.09326  -0.0140   0.5838   0.2870
 -10.500  -0.3077   0.10210   0.09290  -0.0141   0.5784   0.2883
 -10.250  -0.2858   0.10159   0.09235  -0.0143   0.5734   0.2899
 -10.000  -0.2680   0.10049   0.09124  -0.0148   0.5682   0.2923
  -9.750  -0.2937   0.09427   0.08494  -0.0160   0.5662   0.3021
  -9.500  -0.2698   0.09399   0.08464  -0.0162   0.5613   0.3034
  -9.250  -0.2476   0.09349   0.08410  -0.0164   0.5570   0.3051
  -9.000  -0.2827   0.08643   0.07693  -0.0176   0.5559   0.3165
  -8.750  -0.2576   0.08636   0.07679  -0.0176   0.5520   0.3176
  -8.500  -0.2331   0.08612   0.07655  -0.0179   0.5477   0.3189
  -8.250  -0.2104   0.08563   0.07608  -0.0181   0.5432   0.3207
  -8.000  -0.1936   0.08450   0.07493  -0.0185   0.5391   0.3234
  -7.750  -0.2218   0.07856   0.06891  -0.0192   0.5375   0.3335
  -7.500  -0.1975   0.07833   0.06865  -0.0193   0.5336   0.3349
  -7.250  -0.1753   0.07786   0.06814  -0.0194   0.5304   0.3367
  -7.000  -0.2163   0.07077   0.06094  -0.0200   0.5296   0.3488
  -6.750  -0.1903   0.07079   0.06090  -0.0200   0.5266   0.3499
  -6.500  -0.1655   0.07057   0.06074  -0.0202   0.5229   0.3514
  -6.250  -0.1434   0.07007   0.06027  -0.0205   0.5192   0.3533
  -6.000  -0.1298   0.06872   0.05891  -0.0207   0.5158   0.3566
  -5.750  -0.1634   0.06272   0.05284  -0.0208   0.5145   0.3672
  -5.500  -0.4176   0.03983   0.02946  -0.0140   0.5204   0.4003
  -5.250  -0.3782   0.04022   0.02991  -0.0153   0.5161   0.4013
  -5.000  -0.3431   0.04054   0.03026  -0.0160   0.5122   0.4025
  -4.750  -0.3122   0.04074   0.03046  -0.0164   0.5088   0.4039
  -4.500  -0.2900   0.04060   0.03028  -0.0160   0.5061   0.4060
  -4.250  -0.3019   0.03920   0.02877  -0.0124   0.5044   0.4101
  -4.000  -0.3519   0.03587   0.02507  -0.0054   0.5034   0.4174
  -3.750  -0.3382   0.03527   0.02448  -0.0043   0.5004   0.4201
  -3.500  -0.3085   0.03542   0.02474  -0.0048   0.4968   0.4217
  -3.250  -0.2815   0.03547   0.02484  -0.0049   0.4933   0.4236
  -3.000  -0.2577   0.03536   0.02473  -0.0047   0.4901   0.4258
  -2.750  -0.2371   0.03505   0.02438  -0.0042   0.4873   0.4284
  -2.500  -0.2197   0.03454   0.02377  -0.0034   0.4850   0.4314
  -2.250  -0.2055   0.03388   0.02294  -0.0022   0.4830   0.4351
  -2.000  -0.1930   0.03316   0.02198  -0.0009   0.4811   0.4390
  -1.750  -0.1661   0.03334   0.02234  -0.0012   0.4778   0.4408
  -1.500  -0.1402   0.03348   0.02260  -0.0013   0.4743   0.4426
  -1.250  -0.1152   0.03354   0.02271  -0.0012   0.4710   0.4447
  -1.000  -0.0911   0.03348   0.02265  -0.0010   0.4681   0.4470
  -0.750  -0.0675   0.03334   0.02248  -0.0008   0.4656   0.4496
  -0.500  -0.0445   0.03314   0.02221  -0.0006   0.4635   0.4528
  -0.250  -0.0223   0.03285   0.02178  -0.0003   0.4616   0.4563
   0.000   0.0000   0.03254   0.02128   0.0000   0.4598   0.4598
   0.250   0.0223   0.03285   0.02178   0.0003   0.4563   0.4616
   0.500   0.0445   0.03314   0.02221   0.0006   0.4528   0.4635
   0.750   0.0675   0.03334   0.02248   0.0008   0.4496   0.4656
   1.000   0.0911   0.03347   0.02265   0.0010   0.4470   0.4681
   1.250   0.1152   0.03354   0.02271   0.0012   0.4447   0.4710
   1.500   0.1402   0.03348   0.02260   0.0012   0.4426   0.4743
   1.750   0.1661   0.03334   0.02234   0.0012   0.4408   0.4778
   2.000   0.1930   0.03316   0.02198   0.0009   0.4390   0.4811
   2.250   0.2056   0.03388   0.02294   0.0022   0.4351   0.4830
   2.500   0.2198   0.03454   0.02377   0.0034   0.4314   0.4850
   2.750   0.2372   0.03505   0.02438   0.0042   0.4284   0.4873
   3.000   0.2578   0.03535   0.02473   0.0047   0.4258   0.4901
   3.250   0.2816   0.03546   0.02484   0.0049   0.4236   0.4933
   3.500   0.3086   0.03542   0.02473   0.0048   0.4217   0.4968
   3.750   0.3384   0.03526   0.02448   0.0043   0.4201   0.5004
   4.000   0.3521   0.03586   0.02507   0.0053   0.4174   0.5034
   4.250   0.3026   0.03918   0.02875   0.0123   0.4101   0.5044
   4.500   0.2910   0.04057   0.03025   0.0159   0.4060   0.5062
   4.750   0.3130   0.04072   0.03044   0.0163   0.4040   0.5089
   5.000   0.3440   0.04052   0.03024   0.0159   0.4025   0.5122
   5.250   0.3789   0.04020   0.02990   0.0152   0.4013   0.5161
   5.500   0.4183   0.03982   0.02945   0.0138   0.4003   0.5204
   5.750   0.1642   0.06271   0.05283   0.0207   0.3672   0.5145
   6.000   0.1310   0.06868   0.05887   0.0205   0.3566   0.5159
   6.250   0.1444   0.07005   0.06025   0.0203   0.3533   0.5192
   6.500   0.1666   0.07055   0.06072   0.0201   0.3514   0.5230
   6.750   0.1914   0.07078   0.06089   0.0198   0.3499   0.5266
   7.000   0.1610   0.07668   0.06689   0.0194   0.3396   0.5278
   7.250   0.1765   0.07785   0.06812   0.0192   0.3367   0.5304
   7.500   0.1988   0.07831   0.06864   0.0191   0.3349   0.5337
   7.750   0.2231   0.07855   0.06890   0.0190   0.3335   0.5375
   8.000   0.2491   0.07861   0.06897   0.0188   0.3324   0.5420
   8.250   0.2118   0.08562   0.07607   0.0179   0.3207   0.5432
   8.500   0.2346   0.08611   0.07654   0.0176   0.3190   0.5478
   8.750   0.2590   0.08636   0.07680   0.0174   0.3176   0.5521
   9.000   0.2842   0.08642   0.07693   0.0174   0.3165   0.5560
   9.250   0.2493   0.09348   0.08409   0.0162   0.3051   0.5571
   9.500   0.2714   0.09399   0.08464   0.0160   0.3035   0.5614
   9.750   0.2954   0.09427   0.08494   0.0158   0.3021   0.5664
  10.000   0.2699   0.10048   0.09123   0.0145   0.2923   0.5683
  10.250   0.2876   0.10159   0.09234   0.0141   0.2899   0.5735
  10.500   0.3095   0.10210   0.09291   0.0138   0.2883   0.5785
  10.750   0.3325   0.10239   0.09326   0.0137   0.2871   0.5840
  11.000   0.3075   0.10880   0.09978   0.0122   0.2773   0.5861
  11.250   0.3253   0.10988   0.10090   0.0118   0.2751   0.5920
  11.500   0.3473   0.11043   0.10144   0.0114   0.2735   0.5986
  11.750   0.3702   0.11075   0.10182   0.0112   0.2723   0.6046
  12.000   0.3455   0.11738   0.10857   0.0094   0.2627   0.6068
  12.250   0.3632   0.11841   0.10967   0.0091   0.2606   0.6135
<< Back to EPPLER 862 STRUT AIRFOIL (e862-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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