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