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