EPPLER 863 STRUT AIRFOIL (e863-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 863 STRUT AIRFOIL (e863-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 8.63 at α=4° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e863-il-200000.txt Download as CSV file: xf-e863-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.1192 0.11509 0.10769 -0.0255 0.5511 0.3086
-10.250 -0.0873 0.11532 0.10790 -0.0261 0.5473 0.3099
-10.000 -0.1423 0.10680 0.09931 -0.0273 0.5475 0.3213
-9.750 -0.1088 0.10712 0.09967 -0.0278 0.5442 0.3220
-9.500 -0.0752 0.10747 0.10004 -0.0283 0.5408 0.3229
-9.250 -0.0421 0.10770 0.10029 -0.0289 0.5374 0.3242
-9.000 -0.0958 0.09972 0.09222 -0.0296 0.5374 0.3353
-8.750 -0.0443 0.10182 0.09433 -0.0301 0.5337 0.3340
-8.500 -0.0333 0.09992 0.09239 -0.0305 0.5315 0.3375
-8.250 0.0001 0.10025 0.09269 -0.0310 0.5286 0.3386
-8.000 -0.0640 0.09147 0.08383 -0.0314 0.5289 0.3510
-7.750 -0.0296 0.09201 0.08433 -0.0318 0.5258 0.3516
-7.500 0.0056 0.09254 0.08489 -0.0324 0.5229 0.3524
-7.250 0.0402 0.09291 0.08531 -0.0330 0.5203 0.3534
-7.000 -0.0313 0.08373 0.07605 -0.0330 0.5206 0.3665
-6.750 0.0047 0.08421 0.07657 -0.0335 0.5179 0.3671
-6.500 0.0402 0.08471 0.07710 -0.0340 0.5152 0.3678
-6.250 0.0758 0.08524 0.07765 -0.0346 0.5125 0.3687
-6.000 0.1095 0.08558 0.07799 -0.0351 0.5100 0.3699
-5.750 0.0305 0.07597 0.06831 -0.0345 0.5104 0.3832
-5.500 0.0663 0.07650 0.06882 -0.0349 0.5078 0.3838
-5.250 0.1014 0.07701 0.06930 -0.0354 0.5053 0.3846
-5.000 0.1358 0.07757 0.06982 -0.0358 0.5028 0.3855
-4.750 0.1678 0.07801 0.07028 -0.0364 0.5005 0.3868
-4.500 0.1937 0.07764 0.06998 -0.0370 0.4987 0.3886
-4.250 -0.0343 0.05485 0.04694 -0.0325 0.5016 0.4180
-4.000 -0.3189 0.03699 0.02868 -0.0086 0.5054 0.4384
-3.750 -0.2853 0.03706 0.02875 -0.0098 0.5030 0.4397
-3.500 -0.2541 0.03743 0.02916 -0.0107 0.5006 0.4410
-3.250 -0.2263 0.03748 0.02931 -0.0111 0.4988 0.4424
-3.000 -0.2013 0.03756 0.02946 -0.0112 0.4966 0.4441
-2.750 -0.1782 0.03759 0.02955 -0.0110 0.4943 0.4461
-2.500 -0.1673 0.03713 0.02906 -0.0094 0.4921 0.4489
-2.250 -0.1699 0.03604 0.02787 -0.0062 0.4901 0.4525
-2.000 -0.1725 0.03494 0.02658 -0.0028 0.4882 0.4558
-1.750 -0.1619 0.03418 0.02570 -0.0011 0.4863 0.4582
-1.500 -0.1340 0.03393 0.02549 -0.0016 0.4844 0.4599
-1.250 -0.1054 0.03396 0.02554 -0.0021 0.4826 0.4616
-1.000 -0.0775 0.03411 0.02568 -0.0025 0.4808 0.4634
-0.750 -0.0533 0.03455 0.02610 -0.0025 0.4787 0.4653
-0.500 -0.0343 0.03454 0.02618 -0.0018 0.4767 0.4673
-0.250 -0.0167 0.03458 0.02628 -0.0010 0.4741 0.4694
0.000 0.0000 0.03459 0.02632 0.0000 0.4716 0.4716
0.250 0.0167 0.03457 0.02628 0.0010 0.4694 0.4741
0.500 0.0344 0.03454 0.02618 0.0018 0.4673 0.4767
0.750 0.0533 0.03455 0.02610 0.0025 0.4653 0.4787
1.000 0.0775 0.03411 0.02568 0.0025 0.4634 0.4808
1.250 0.1055 0.03396 0.02553 0.0021 0.4616 0.4826
1.500 0.1341 0.03393 0.02549 0.0016 0.4599 0.4844
1.750 0.1619 0.03418 0.02569 0.0011 0.4582 0.4863
2.000 0.1725 0.03494 0.02658 0.0028 0.4558 0.4882
2.250 0.1700 0.03604 0.02787 0.0061 0.4524 0.4901
2.500 0.1675 0.03713 0.02906 0.0094 0.4489 0.4921
2.750 0.1783 0.03759 0.02955 0.0110 0.4461 0.4943
3.000 0.2015 0.03756 0.02946 0.0111 0.4441 0.4967
3.250 0.2267 0.03748 0.02930 0.0111 0.4424 0.4988
3.500 0.2545 0.03742 0.02915 0.0106 0.4410 0.5006
3.750 0.2857 0.03705 0.02875 0.0097 0.4397 0.5030
4.000 0.3193 0.03698 0.02868 0.0085 0.4384 0.5054
4.250 0.0347 0.05485 0.04695 0.0325 0.4180 0.5017
4.500 -0.1928 0.07762 0.06996 0.0368 0.3886 0.4987
4.750 -0.1670 0.07800 0.07027 0.0363 0.3868 0.5005
5.000 -0.1351 0.07757 0.06982 0.0357 0.3856 0.5028
5.250 -0.1005 0.07701 0.06931 0.0352 0.3846 0.5054
5.500 -0.1562 0.08452 0.07688 0.0357 0.3744 0.5055
5.750 -0.1379 0.08555 0.07794 0.0354 0.3717 0.5076
6.000 -0.1084 0.08557 0.07798 0.0349 0.3699 0.5100
6.250 -0.0746 0.08521 0.07762 0.0344 0.3687 0.5125
6.500 -0.0391 0.08471 0.07710 0.0339 0.3678 0.5152
6.750 -0.0035 0.08420 0.07656 0.0333 0.3671 0.5179
7.000 0.0324 0.08373 0.07605 0.0328 0.3665 0.5207
7.250 -0.0388 0.09290 0.08530 0.0328 0.3534 0.5203
7.500 -0.0042 0.09253 0.08488 0.0322 0.3524 0.5230
7.750 0.0310 0.09200 0.08432 0.0316 0.3516 0.5258
8.000 0.0654 0.09146 0.08382 0.0311 0.3510 0.5290
8.750 0.0457 0.10184 0.09435 0.0298 0.3339 0.5337
9.000 0.0971 0.09976 0.09226 0.0293 0.3353 0.5375
9.250 0.0440 0.10770 0.10028 0.0286 0.3242 0.5375
9.500 0.0768 0.10749 0.10007 0.0280 0.3229 0.5408
9.750 0.1106 0.10712 0.09967 0.0275 0.3220 0.5442
10.000 0.1442 0.10680 0.09931 0.0270 0.3213 0.5476
10.250 0.0893 0.11534 0.10792 0.0258 0.3100 0.5474
10.500 0.1211 0.11512 0.10772 0.0252 0.3086 0.5512
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 863 STRUT AIRFOIL (e863-il)