EPPLER 862 STRUT AIRFOIL (e862-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 862 STRUT AIRFOIL (e862-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 2.61 at α=-2° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e862-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-e862-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-14.500 -0.3055 0.16067 0.15100 -0.0046 0.8011 0.2628
-14.250 -0.2973 0.15887 0.14902 -0.0048 0.7797 0.2664
-14.000 -0.3018 0.15577 0.14578 -0.0062 0.7654 0.2709
-13.750 -0.2875 0.15417 0.14406 -0.0064 0.7496 0.2736
-13.500 -0.2696 0.15285 0.14263 -0.0067 0.7347 0.2763
-13.250 -0.2573 0.15103 0.14071 -0.0074 0.7227 0.2798
-13.000 -0.2558 0.14832 0.13790 -0.0086 0.7133 0.2841
-12.750 -0.2501 0.14604 0.13550 -0.0093 0.7051 0.2877
-12.500 -0.2284 0.14471 0.13414 -0.0101 0.6939 0.2903
-12.250 -0.2142 0.14301 0.13237 -0.0107 0.6852 0.2938
-12.000 -0.2103 0.14062 0.12986 -0.0115 0.6791 0.2979
-11.750 -0.2094 0.13782 0.12702 -0.0129 0.6724 0.3022
-11.500 -0.1863 0.13662 0.12580 -0.0135 0.6636 0.3047
-11.250 -0.1705 0.13508 0.12418 -0.0139 0.6567 0.3080
-11.000 -0.1638 0.13289 0.12189 -0.0146 0.6516 0.3121
-10.750 -0.1694 0.12979 0.11876 -0.0160 0.6467 0.3171
-10.500 -0.1440 0.12868 0.11766 -0.0167 0.6394 0.3194
-10.250 -0.1259 0.12727 0.11621 -0.0172 0.6335 0.3227
-10.000 -0.1171 0.12531 0.11415 -0.0177 0.6290 0.3266
-9.750 -0.1312 0.12197 0.11069 -0.0184 0.6265 0.3323
-9.500 -0.1027 0.12097 0.10977 -0.0194 0.6195 0.3345
-9.250 -0.0818 0.11972 0.10852 -0.0201 0.6136 0.3376
-9.000 -0.0699 0.11799 0.10675 -0.0207 0.6089 0.3414
-8.750 -0.0786 0.11508 0.10374 -0.0212 0.6060 0.3467
-8.500 -0.0643 0.11354 0.10213 -0.0214 0.6023 0.3500
-8.250 -0.0405 0.11253 0.10113 -0.0222 0.5975 0.3528
-8.000 -0.0244 0.11108 0.09972 -0.0230 0.5926 0.3564
-7.750 -0.0214 0.10892 0.09752 -0.0236 0.5888 0.3608
-7.500 -0.0254 0.10639 0.09496 -0.0240 0.5855 0.3659
-7.250 -0.0003 0.10559 0.09412 -0.0243 0.5811 0.3684
-7.000 0.0178 0.10442 0.09289 -0.0244 0.5776 0.3715
-6.750 0.0271 0.10276 0.09116 -0.0248 0.5746 0.3754
-6.500 0.0084 0.09933 0.08772 -0.0254 0.5721 0.3823
-6.250 0.0374 0.09889 0.08736 -0.0263 0.5672 0.3843
-6.000 0.0604 0.09813 0.08662 -0.0268 0.5628 0.3870
-5.750 0.0757 0.09690 0.08538 -0.0272 0.5591 0.3904
-5.500 0.0811 0.09508 0.08350 -0.0273 0.5562 0.3946
-5.250 0.0674 0.09214 0.08047 -0.0271 0.5542 0.4009
-5.000 0.0929 0.09160 0.07988 -0.0270 0.5513 0.4030
-4.750 0.1148 0.09106 0.07943 -0.0280 0.5471 0.4057
-4.500 0.1298 0.09012 0.07857 -0.0287 0.5431 0.4089
-4.250 0.1340 0.08860 0.07706 -0.0289 0.5397 0.4136
-4.000 0.1176 0.08578 0.07420 -0.0286 0.5372 0.4199
-3.750 0.1425 0.08542 0.07385 -0.0287 0.5337 0.4218
-3.500 0.1626 0.08473 0.07313 -0.0286 0.5307 0.4243
-3.250 0.1778 0.08379 0.07214 -0.0283 0.5283 0.4276
-3.000 0.1830 0.08261 0.07095 -0.0281 0.5256 0.4321
-2.750 0.1508 0.07953 0.06793 -0.0274 0.5229 0.4394
-2.500 0.1730 0.07995 0.06847 -0.0279 0.5183 0.4411
-2.250 0.1929 0.08003 0.06862 -0.0279 0.5143 0.4434
-2.000 0.2082 0.07970 0.06831 -0.0275 0.5110 0.4464
-0.500 -0.0290 0.07138 0.06005 -0.0028 0.4913 0.4812
-0.250 -0.0200 0.07206 0.06078 -0.0010 0.4876 0.4829
0.000 0.0000 0.07224 0.06096 0.0000 0.4850 0.4850
0.250 0.0200 0.07206 0.06078 0.0010 0.4829 0.4876
0.500 0.0283 0.07141 0.06006 0.0028 0.4812 0.4913
1.000 -0.1860 0.07552 0.06417 0.0217 0.4636 0.5001
1.250 -0.1787 0.07414 0.06262 0.0225 0.4615 0.5047
1.500 -0.1506 0.07415 0.06265 0.0228 0.4599 0.5070
1.750 -0.2141 0.07875 0.06733 0.0266 0.4505 0.5083
2.000 -0.2079 0.07969 0.06829 0.0275 0.4464 0.5110
2.250 -0.1926 0.08002 0.06860 0.0279 0.4434 0.5143
2.500 -0.1728 0.07994 0.06846 0.0278 0.4411 0.5183
2.750 -0.1505 0.07952 0.06791 0.0273 0.4394 0.5229
3.000 -0.1826 0.08259 0.07094 0.0281 0.4321 0.5256
3.250 -0.1774 0.08378 0.07213 0.0282 0.4276 0.5283
3.500 -0.1621 0.08472 0.07312 0.0285 0.4243 0.5307
3.750 -0.1420 0.08541 0.07383 0.0286 0.4218 0.5337
4.000 -0.1172 0.08577 0.07419 0.0285 0.4199 0.5373
4.250 -0.1334 0.08859 0.07704 0.0288 0.4136 0.5397
4.500 -0.1291 0.09011 0.07856 0.0286 0.4089 0.5431
4.750 -0.1141 0.09104 0.07942 0.0279 0.4057 0.5471
5.000 -0.0923 0.09160 0.07988 0.0269 0.4030 0.5513
5.250 -0.0667 0.09213 0.08047 0.0270 0.4009 0.5543
5.500 -0.0802 0.09507 0.08349 0.0271 0.3947 0.5562
5.750 -0.0749 0.09689 0.08537 0.0270 0.3904 0.5592
6.000 -0.0595 0.09812 0.08662 0.0267 0.3871 0.5629
6.250 -0.0365 0.09888 0.08735 0.0261 0.3843 0.5673
6.500 -0.0074 0.09932 0.08771 0.0252 0.3823 0.5722
6.750 -0.0260 0.10275 0.09115 0.0246 0.3754 0.5747
7.000 -0.0167 0.10442 0.09289 0.0243 0.3716 0.5777
7.250 0.0014 0.10558 0.09412 0.0241 0.3684 0.5812
7.500 0.0266 0.10639 0.09495 0.0238 0.3659 0.5856
7.750 0.0228 0.10891 0.09752 0.0235 0.3609 0.5888
8.000 0.0257 0.11109 0.09973 0.0228 0.3564 0.5927
8.250 0.0418 0.11254 0.10114 0.0220 0.3528 0.5976
8.500 0.0657 0.11355 0.10214 0.0212 0.3500 0.6024
8.750 0.0807 0.11505 0.10371 0.0210 0.3468 0.6061
9.000 0.0714 0.11800 0.10676 0.0205 0.3414 0.6090
9.250 0.0833 0.11974 0.10854 0.0199 0.3376 0.6137
9.500 0.1042 0.12100 0.10979 0.0192 0.3345 0.6196
9.750 0.1328 0.12199 0.11071 0.0182 0.3323 0.6266
10.000 0.1187 0.12533 0.11418 0.0175 0.3266 0.6292
10.250 0.1276 0.12730 0.11623 0.0169 0.3226 0.6336
10.500 0.1458 0.12871 0.11769 0.0164 0.3194 0.6395
10.750 0.1712 0.12982 0.11879 0.0157 0.3171 0.6469
11.000 0.1656 0.13293 0.12193 0.0144 0.3121 0.6518
11.250 0.1723 0.13513 0.12423 0.0137 0.3080 0.6569
11.500 0.1881 0.13668 0.12585 0.0132 0.3047 0.6638
11.750 0.2113 0.13788 0.12708 0.0126 0.3022 0.6727
12.000 0.2121 0.14069 0.12993 0.0112 0.2979 0.6793
12.250 0.2161 0.14308 0.13245 0.0104 0.2938 0.6854
12.500 0.2304 0.14479 0.13422 0.0098 0.2903 0.6942
12.750 0.2521 0.14612 0.13558 0.0090 0.2876 0.7053
13.000 0.2577 0.14842 0.13800 0.0083 0.2841 0.7136
13.250 0.2593 0.15113 0.14081 0.0071 0.2798 0.7231
13.500 0.2716 0.15296 0.14275 0.0064 0.2763 0.7351
13.750 0.2897 0.15428 0.14417 0.0061 0.2736 0.7501
14.000 0.3038 0.15589 0.14591 0.0059 0.2709 0.7660
14.250 0.2994 0.15901 0.14917 0.0045 0.2664 0.7804
14.500 0.3076 0.16082 0.15116 0.0043 0.2628 0.8020
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 862 STRUT AIRFOIL (e862-il)