Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to EPPLER 863 STRUT AIRFOIL (e863-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 863 STRUT AIRFOIL (e863-il)