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

Polar data table (+)

Polar graphs


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