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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 862 STRUT AIRFOIL (e862-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 2.82 at α=-4.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e862-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-e862-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -18.000  -0.3897   0.20810   0.19893   0.0280   1.0000   0.3423
 -17.750  -0.3935   0.20990   0.20074   0.0259   1.0000   0.3475
 -17.500  -0.3800   0.20625   0.19713   0.0241   1.0000   0.3493
 -17.250  -0.3559   0.20145   0.19238   0.0226   1.0000   0.3526
 -17.000  -0.3396   0.19890   0.18987   0.0209   1.0000   0.3574
 -16.750  -0.3368   0.19909   0.19009   0.0190   1.0000   0.3632
 -16.500  -0.3345   0.19842   0.18947   0.0171   1.0000   0.3655
 -16.250  -0.3063   0.19263   0.18376   0.0152   1.0000   0.3684
 -16.000  -0.2869   0.18966   0.18086   0.0134   1.0000   0.3730
 -15.750  -0.2773   0.18855   0.17981   0.0113   1.0000   0.3790
 -15.500  -0.2868   0.19093   0.18225   0.0094   1.0000   0.3824
 -15.250  -0.2516   0.18370   0.17515   0.0064   1.0000   0.3850
 -15.000  -0.2260   0.18005   0.17163   0.0032   1.0000   0.3893
 -14.750  -0.2079   0.17801   0.16971  -0.0006   1.0000   0.3953
 -14.500  -0.2232   0.18243   0.17420  -0.0036   1.0000   0.4002
 -14.250  -0.1727   0.17357   0.16550  -0.0111   1.0000   0.4027
 -14.000  -0.1342   0.17088   0.16282  -0.0180   0.9514   0.4074
 -13.750  -0.1127   0.16934   0.16114  -0.0218   0.9136   0.4139
 -13.500  -0.1362   0.17412   0.16579  -0.0220   0.8974   0.4191
 -13.250  -0.1034   0.16740   0.15893  -0.0229   0.8702   0.4212
 -13.000  -0.0824   0.16424   0.15566  -0.0230   0.8511   0.4247
 -12.750  -0.0680   0.16241   0.15374  -0.0233   0.8359   0.4296
 -12.500  -0.0686   0.16303   0.15428  -0.0237   0.8256   0.4368
 -12.250  -0.0716   0.16296   0.15417  -0.0244   0.8163   0.4398
 -12.000  -0.0430   0.15819   0.14931  -0.0251   0.8047   0.4426
 -11.750  -0.0193   0.15538   0.14649  -0.0271   0.7936   0.4470
 -11.500  -0.0078   0.15413   0.14518  -0.0275   0.7850   0.4533
 -11.000   0.0029   0.15223   0.14323  -0.0296   0.7710   0.4619
 -10.750   0.0296   0.14883   0.13980  -0.0310   0.7625   0.4656
 -10.500   0.0456   0.14714   0.13803  -0.0313   0.7562   0.4710
 -10.250   0.0402   0.14886   0.13975  -0.0320   0.7517   0.4797
 -10.000   0.0478   0.14721   0.13811  -0.0336   0.7457   0.4826
  -9.750   0.0798   0.14292   0.13379  -0.0355   0.7378   0.4857
  -9.500   0.0998   0.14080   0.13161  -0.0359   0.7320   0.4904
  -9.250   0.1127   0.14003   0.13084  -0.0373   0.7269   0.4982
  -9.000   0.0911   0.14310   0.13390  -0.0368   0.7242   0.5043
  -8.750   0.1320   0.13771   0.12854  -0.0405   0.7172   0.5071
  -8.500   0.1578   0.13513   0.12594  -0.0419   0.7115   0.5115
  -8.250   0.1722   0.13400   0.12475  -0.0419   0.7070   0.5182
  -8.000   0.1337   0.13957   0.13027  -0.0387   0.7058   0.5271
  -7.750   0.1818   0.13346   0.12423  -0.0441   0.6992   0.5296
  -7.500   0.2144   0.13066   0.12148  -0.0474   0.6936   0.5338
  -7.250   0.2344   0.12943   0.12026  -0.0490   0.6891   0.5401
  -7.000   0.1948   0.13547   0.12627  -0.0455   0.6879   0.5508
  -6.750   0.2331   0.12995   0.12073  -0.0479   0.6828   0.5531
  -6.500   0.2621   0.12713   0.11784  -0.0486   0.6786   0.5570
  -6.250   0.2873   0.12632   0.11715  -0.0527   0.6739   0.5632
  -6.000   0.2772   0.12916   0.12003  -0.0524   0.6714   0.5739
  -5.750   0.2832   0.12876   0.11968  -0.0537   0.6682   0.5774
  -5.500   0.3159   0.12632   0.11728  -0.0567   0.6635   0.5814
  -5.250   0.3360   0.12547   0.11644  -0.0577   0.6595   0.5875
  -5.000   0.3339   0.12685   0.11780  -0.0564   0.6570   0.5975
  -4.750   0.3219   0.12822   0.11917  -0.0543   0.6552   0.6025
  -4.500   0.3547   0.12590   0.11684  -0.0564   0.6521   0.6064
  -4.250  -0.1149   0.16945   0.16179  -0.0086   0.8917   0.5878
  -4.000  -0.1637   0.17418   0.16645  -0.0024   0.8863   0.6011
  -3.750  -0.0402   0.18065   0.17353  -0.0167   0.8081   0.5787
  -3.500  -0.0398   0.17873   0.17166  -0.0142   0.7892   0.5811
  -3.250  -0.0094   0.17899   0.17188  -0.0172   0.7833   0.5891
  -3.000  -0.0383   0.17966   0.17254  -0.0117   0.7720   0.5977
  -2.750  -0.0796   0.16790   0.16012  -0.0071   0.8185   0.6300
  -2.500  -0.0340   0.16715   0.15936  -0.0124   0.8092   0.6358
  -2.250  -0.0407   0.16660   0.15882  -0.0091   0.7941   0.6427
  -2.000  -0.0717   0.16851   0.16068  -0.0037   0.7875   0.6541
  -1.750  -0.0049   0.16785   0.16001  -0.0123   0.7817   0.6591
  -1.500  -0.0224   0.16588   0.15807  -0.0070   0.7643   0.6638
  -1.250  -0.0642   0.16944   0.16157   0.0005   0.7603   0.6792
  -1.000  -0.0268   0.16755   0.15969  -0.0036   0.7526   0.6819
  -0.750  -0.0099   0.16568   0.15784  -0.0038   0.7369   0.6867
  -0.500   0.0137   0.16745   0.15958  -0.0055   0.7322   0.7003
  -0.250  -0.0332   0.16711   0.15925   0.0031   0.7227   0.7067
   0.000   0.0000   0.16567   0.15783   0.0000   0.7115   0.7115
   0.250   0.0332   0.16711   0.15925  -0.0031   0.7067   0.7228
   0.500  -0.0133   0.16744   0.15958   0.0055   0.7003   0.7322
   0.750   0.0100   0.16567   0.15783   0.0038   0.6867   0.7370
   1.000  -0.0139   0.16883   0.16095   0.0101   0.6831   0.7556
   1.250   0.0643   0.16941   0.16154  -0.0005   0.6792   0.7604
   1.500   0.0225   0.16586   0.15805   0.0070   0.6638   0.7644
   1.750   0.0052   0.16781   0.15997   0.0123   0.6591   0.7817
   2.000   0.0717   0.16847   0.16064   0.0037   0.6541   0.7876
   2.250   0.0408   0.16659   0.15881   0.0090   0.6428   0.7942
   2.500   0.0343   0.16710   0.15932   0.0123   0.6358   0.8093
   2.750   0.0796   0.16786   0.16008   0.0071   0.6300   0.8187
   3.000   0.1040   0.17090   0.16310   0.0059   0.6274   0.8353
   3.250   0.0675   0.16757   0.15983   0.0111   0.6148   0.8399
   3.500   0.0683   0.16888   0.16115   0.0135   0.6086   0.8582
   3.750   0.1213   0.16983   0.16211   0.0067   0.6034   0.8673
   4.000   0.1639   0.17408   0.16635   0.0024   0.6011   0.8864
   4.250   0.1153   0.16941   0.16176   0.0085   0.5879   0.8920
   4.500   0.1368   0.17054   0.16290   0.0070   0.5816   0.9098
   4.750   0.1723   0.17366   0.16602   0.0034   0.5778   0.9295
   5.000   0.1871   0.17383   0.16623   0.0003   0.5735   0.9367
   5.250  -0.3355   0.12544   0.11640   0.0576   0.5876   0.6596
   5.500  -0.3155   0.12628   0.11724   0.0566   0.5814   0.6635
   5.750  -0.2829   0.12870   0.11961   0.0536   0.5775   0.6682
   6.000  -0.2749   0.12932   0.12017   0.0521   0.5741   0.6715
   6.250  -0.2865   0.12630   0.11714   0.0525   0.5633   0.6739
   6.500  -0.2613   0.12711   0.11782   0.0484   0.5571   0.6787
   6.750  -0.2325   0.12991   0.12069   0.0478   0.5531   0.6828
   7.000  -0.1918   0.13573   0.12652   0.0452   0.5508   0.6881
   7.250  -0.2334   0.12943   0.12026   0.0488   0.5402   0.6891
   7.500  -0.2134   0.13066   0.12148   0.0472   0.5338   0.6937
   7.750  -0.1808   0.13344   0.12422   0.0439   0.5296   0.6992
   8.000  -0.1329   0.13951   0.13021   0.0386   0.5271   0.7059
   8.250  -0.1710   0.13403   0.12478   0.0417   0.5183   0.7071
   8.500  -0.1566   0.13516   0.12596   0.0416   0.5115   0.7116
   8.750  -0.1309   0.13772   0.12855   0.0402   0.5071   0.7173
   9.000  -0.0900   0.14308   0.13389   0.0365   0.5043   0.7243
   9.250  -0.1111   0.14010   0.13090   0.0370   0.4983   0.7271
   9.500  -0.0985   0.14084   0.13165   0.0356   0.4905   0.7321
   9.750  -0.0785   0.14295   0.13382   0.0352   0.4857   0.7380
  10.000  -0.0464   0.14725   0.13814   0.0333   0.4826   0.7458
  10.250  -0.0382   0.14899   0.13987   0.0317   0.4798   0.7518
  10.500  -0.0441   0.14720   0.13810   0.0310   0.4711   0.7564
  10.750  -0.0281   0.14890   0.13987   0.0307   0.4657   0.7626
  11.000  -0.0013   0.15230   0.14330   0.0293   0.4620   0.7712
  11.250   0.0411   0.15947   0.15046   0.0257   0.4597   0.7822
  11.500   0.0096   0.15423   0.14529   0.0272   0.4533   0.7853
  11.750   0.0211   0.15549   0.14660   0.0267   0.4470   0.7939
  12.000   0.0449   0.15831   0.14943   0.0248   0.4426   0.8050
  12.250   0.0733   0.16305   0.15426   0.0240   0.4398   0.8167
  12.500   0.0707   0.16320   0.15445   0.0234   0.4369   0.8260
  12.750   0.0698   0.16255   0.15388   0.0230   0.4297   0.8363
  13.000   0.0843   0.16439   0.15581   0.0226   0.4247   0.8516
  13.250   0.1052   0.16753   0.15906   0.0226   0.4212   0.8708
  13.500   0.1381   0.17423   0.16591   0.0217   0.4191   0.8983
  13.750   0.1149   0.16953   0.16132   0.0214   0.4139   0.9147
  14.000   0.1369   0.17107   0.16301   0.0175   0.4074   0.9532
  14.250   0.1750   0.17379   0.16571   0.0105   0.4027   1.0000
  14.500   0.2254   0.18266   0.17442   0.0031   0.4002   1.0000
  14.750   0.2102   0.17830   0.16999   0.0001   0.3953   1.0000
  15.000   0.2282   0.18034   0.17192  -0.0037   0.3893   1.0000
  15.250   0.2538   0.18400   0.17544  -0.0068   0.3850   1.0000
  15.500   0.2890   0.19125   0.18257  -0.0098   0.3824   1.0000
  15.750   0.2796   0.18889   0.18015  -0.0118   0.3790   1.0000
  16.000   0.2891   0.19002   0.18121  -0.0138   0.3730   1.0000
  16.250   0.3086   0.19301   0.18413  -0.0157   0.3684   1.0000
  16.500   0.3368   0.19883   0.18988  -0.0176   0.3655   1.0000
  16.750   0.3391   0.19950   0.19050  -0.0195   0.3632   1.0000
  17.000   0.3419   0.19935   0.19032  -0.0214   0.3574   1.0000
  17.250   0.3583   0.20193   0.19285  -0.0230   0.3526   1.0000
  17.500   0.3824   0.20675   0.19763  -0.0246   0.3493   1.0000
  17.750   0.3959   0.21042   0.20126  -0.0264   0.3475   1.0000
  18.000   0.3922   0.20866   0.19949  -0.0285   0.3423   1.0000
<< Back to EPPLER 862 STRUT AIRFOIL (e862-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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