EPPLER 863 STRUT AIRFOIL (e863-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 863 STRUT AIRFOIL (e863-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 3.97 at α=2.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e863-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-e863-il-100000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 863 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.750 -0.1903 0.12096 0.11146 -0.0248 0.5630 0.2816
-11.500 -0.1718 0.11994 0.11041 -0.0254 0.5589 0.2838
-11.250 -0.1937 0.11422 0.10459 -0.0266 0.5572 0.2927
-11.000 -0.1694 0.11391 0.10423 -0.0271 0.5532 0.2938
-10.750 -0.1470 0.11341 0.10364 -0.0275 0.5497 0.2953
-10.500 -0.1273 0.11251 0.10273 -0.0282 0.5462 0.2973
-10.250 -0.1522 0.10670 0.09685 -0.0292 0.5447 0.3068
-10.000 -0.1266 0.10643 0.09659 -0.0297 0.5409 0.3078
-9.750 -0.1030 0.10597 0.09614 -0.0303 0.5375 0.3092
-9.500 -0.0825 0.10519 0.09534 -0.0308 0.5344 0.3111
-9.250 -0.1108 0.09928 0.08933 -0.0315 0.5333 0.3210
-9.000 -0.0849 0.09908 0.08910 -0.0320 0.5304 0.3220
-8.750 -0.0607 0.09873 0.08871 -0.0324 0.5276 0.3233
-8.500 -0.0394 0.09811 0.08802 -0.0328 0.5251 0.3250
-8.000 -0.0449 0.09189 0.08175 -0.0338 0.5211 0.3365
-7.750 -0.0194 0.09162 0.08151 -0.0343 0.5179 0.3376
-7.500 0.0035 0.09111 0.08102 -0.0348 0.5149 0.3392
-7.000 -0.0074 0.08469 0.07451 -0.0354 0.5114 0.3513
-6.750 0.0188 0.08452 0.07434 -0.0358 0.5089 0.3524
-6.500 0.0429 0.08416 0.07396 -0.0361 0.5066 0.3538
-6.000 0.0255 0.07746 0.06713 -0.0362 0.5039 0.3667
-5.750 0.0518 0.07737 0.06699 -0.0365 0.5018 0.3677
-5.500 0.0772 0.07718 0.06684 -0.0369 0.4994 0.3689
-5.250 0.0997 0.07672 0.06644 -0.0374 0.4967 0.3704
-5.000 0.1179 0.07589 0.06565 -0.0377 0.4942 0.3726
-4.750 0.1233 0.07402 0.06379 -0.0378 0.4922 0.3772
-3.250 0.0291 0.05238 0.04192 -0.0335 0.4840 0.4185
-2.750 -0.1623 0.04095 0.03006 -0.0133 0.4834 0.4373
-2.500 -0.1293 0.04108 0.03021 -0.0143 0.4814 0.4385
-2.250 -0.1003 0.04114 0.03024 -0.0147 0.4796 0.4397
-2.000 -0.0796 0.04120 0.03035 -0.0143 0.4774 0.4412
-1.750 -0.0663 0.04121 0.03047 -0.0130 0.4749 0.4430
-1.500 -0.0567 0.04111 0.03042 -0.0112 0.4726 0.4451
-1.250 -0.0513 0.04084 0.03016 -0.0089 0.4703 0.4478
-1.000 -0.0512 0.04030 0.02957 -0.0059 0.4682 0.4511
-0.750 -0.0543 0.03952 0.02865 -0.0025 0.4661 0.4547
-0.500 -0.0517 0.03881 0.02779 0.0002 0.4642 0.4576
-0.250 -0.0263 0.03879 0.02780 0.0001 0.4622 0.4590
0.000 0.0000 0.03878 0.02779 0.0000 0.4604 0.4605
0.250 0.0263 0.03879 0.02780 -0.0001 0.4590 0.4622
0.500 0.0517 0.03881 0.02779 -0.0002 0.4576 0.4642
0.750 0.0543 0.03952 0.02866 0.0025 0.4547 0.4661
1.000 0.0512 0.04030 0.02957 0.0059 0.4511 0.4682
1.250 0.0514 0.04083 0.03016 0.0089 0.4478 0.4704
1.500 0.0567 0.04111 0.03042 0.0112 0.4451 0.4726
1.750 0.0665 0.04121 0.03046 0.0130 0.4430 0.4749
2.000 0.0797 0.04119 0.03035 0.0143 0.4412 0.4774
2.250 0.1006 0.04113 0.03024 0.0147 0.4397 0.4796
2.500 0.1295 0.04108 0.03020 0.0143 0.4385 0.4814
2.750 0.1626 0.04095 0.03006 0.0133 0.4373 0.4834
3.250 -0.0389 0.05322 0.04277 0.0338 0.4175 0.4838
5.250 -0.0989 0.07671 0.06643 0.0373 0.3704 0.4967
5.500 -0.0763 0.07718 0.06683 0.0368 0.3689 0.4994
5.750 -0.0509 0.07737 0.06699 0.0363 0.3677 0.5018
6.000 -0.0246 0.07745 0.06712 0.0360 0.3667 0.5039
6.500 -0.0418 0.08416 0.07395 0.0360 0.3538 0.5067
6.750 -0.0178 0.08452 0.07434 0.0356 0.3524 0.5089
7.000 0.0085 0.08469 0.07451 0.0352 0.3514 0.5114
7.500 -0.0022 0.09111 0.08102 0.0346 0.3393 0.5149
7.750 0.0208 0.09162 0.08151 0.0341 0.3376 0.5179
8.000 0.0463 0.09189 0.08174 0.0336 0.3365 0.5212
8.500 0.0409 0.09812 0.08803 0.0325 0.3251 0.5251
8.750 0.0622 0.09874 0.08871 0.0321 0.3233 0.5277
9.000 0.0864 0.09910 0.08912 0.0317 0.3220 0.5304
9.250 0.1123 0.09930 0.08935 0.0313 0.3210 0.5334
9.500 0.0842 0.10520 0.09535 0.0305 0.3111 0.5345
9.750 0.1047 0.10599 0.09616 0.0300 0.3092 0.5376
10.000 0.1284 0.10645 0.09661 0.0295 0.3078 0.5410
10.250 0.1539 0.10672 0.09687 0.0289 0.3068 0.5448
10.750 0.1490 0.11343 0.10367 0.0272 0.2953 0.5497
11.000 0.1713 0.11393 0.10425 0.0268 0.2938 0.5533
11.250 0.1957 0.11425 0.10462 0.0263 0.2928 0.5573
11.750 0.1924 0.12101 0.11151 0.0244 0.2816 0.5632
12.000 0.2144 0.12162 0.11214 0.0238 0.2801 0.5677
12.250 0.2387 0.12200 0.11250 0.0232 0.2790 0.5725
12.750 0.2367 0.12878 0.11945 0.0210 0.2682 0.5784
13.000 0.2575 0.12943 0.12018 0.0205 0.2666 0.5833
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 863 STRUT AIRFOIL (e863-il)