EPPLER 863 STRUT AIRFOIL (e863-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 863 STRUT AIRFOIL (e863-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 2.45 at α=-7.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e863-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e863-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-19.750 -0.3795 0.22318 0.21377 0.0204 1.0000 0.3361
-19.500 -0.3548 0.21747 0.20811 0.0187 1.0000 0.3385
-19.250 -0.3372 0.21458 0.20526 0.0170 1.0000 0.3423
-19.000 -0.3265 0.21319 0.20389 0.0151 1.0000 0.3474
-18.500 -0.3076 0.20963 0.20042 0.0112 1.0000 0.3529
-18.250 -0.2873 0.20619 0.19704 0.0093 1.0000 0.3563
-18.000 -0.2731 0.20424 0.19515 0.0074 1.0000 0.3613
-17.750 -0.2787 0.20690 0.19785 0.0055 1.0000 0.3660
-17.500 -0.2592 0.20222 0.19326 0.0032 1.0000 0.3678
-17.250 -0.2343 0.19781 0.18896 0.0008 1.0000 0.3708
-17.000 -0.2151 0.19525 0.18652 -0.0018 1.0000 0.3753
-16.750 -0.2079 0.19526 0.18663 -0.0047 1.0000 0.3811
-16.500 -0.2028 0.19512 0.18662 -0.0081 1.0000 0.3834
-16.250 -0.1644 0.18884 0.18054 -0.0141 1.0000 0.3860
-16.000 -0.1317 0.18648 0.17833 -0.0213 0.9864 0.3905
-15.750 -0.1061 0.18628 0.17800 -0.0279 0.9303 0.3972
-15.500 -0.1121 0.18883 0.18040 -0.0299 0.9038 0.4002
-15.000 -0.0659 0.18032 0.17159 -0.0308 0.8528 0.4057
-14.750 -0.0521 0.17867 0.16984 -0.0315 0.8374 0.4105
-14.500 -0.0522 0.17943 0.17050 -0.0319 0.8259 0.4163
-14.250 -0.0577 0.18045 0.17143 -0.0321 0.8173 0.4186
-14.000 -0.0267 0.17477 0.16572 -0.0342 0.8035 0.4210
-13.750 -0.0077 0.17215 0.16300 -0.0345 0.7936 0.4247
-13.500 0.0092 0.17039 0.16123 -0.0364 0.7844 0.4298
-13.250 0.0067 0.17193 0.16272 -0.0373 0.7778 0.4358
-13.000 0.0086 0.17141 0.16216 -0.0380 0.7717 0.4381
-12.750 0.0368 0.16658 0.15724 -0.0391 0.7644 0.4406
-12.500 0.0627 0.16370 0.15439 -0.0420 0.7568 0.4446
-12.250 0.0788 0.16218 0.15286 -0.0436 0.7501 0.4498
-12.000 0.0682 0.16515 0.15577 -0.0436 0.7460 0.4565
-11.750 0.0766 0.16322 0.15379 -0.0442 0.7409 0.4586
-11.500 0.1069 0.15872 0.14925 -0.0461 0.7350 0.4612
-11.250 0.1329 0.15613 0.14671 -0.0490 0.7293 0.4653
-11.000 0.1498 0.15482 0.14540 -0.0510 0.7245 0.4709
-10.750 0.1288 0.15966 0.15019 -0.0502 0.7222 0.4782
-10.500 0.1496 0.15577 0.14630 -0.0520 0.7174 0.4801
-10.250 0.1789 0.15170 0.14217 -0.0534 0.7125 0.4829
-10.000 0.2008 0.14968 0.14011 -0.0548 0.7083 0.4869
-9.750 0.2198 0.14862 0.13912 -0.0576 0.7040 0.4930
-9.500 0.1854 0.15551 0.14598 -0.0557 0.7028 0.5009
-9.250 0.2218 0.14988 0.14041 -0.0597 0.6981 0.5027
-9.000 0.2538 0.14632 0.13687 -0.0627 0.6939 0.5056
-8.750 0.2764 0.14452 0.13507 -0.0642 0.6901 0.5100
-8.500 0.2897 0.14388 0.13440 -0.0647 0.6868 0.5164
-8.250 0.2455 0.15166 0.14215 -0.0611 0.6863 0.5245
-8.000 0.2839 0.14550 0.13593 -0.0631 0.6824 0.5263
-7.750 0.3160 0.14290 0.13342 -0.0673 0.6789 0.5292
-7.500 0.3386 0.14224 0.13284 -0.0705 0.6762 0.5338
-7.250 0.3502 0.14287 0.13354 -0.0723 0.6736 0.5404
-7.000 0.2989 0.15137 0.14204 -0.0678 0.6735 0.5489
-6.750 0.3318 0.14741 0.13816 -0.0717 0.6699 0.5506
-6.500 0.3524 0.14633 0.13715 -0.0738 0.6673 0.5533
-6.250 0.3598 0.14761 0.13851 -0.0746 0.6666 0.5572
-6.000 0.3506 0.15080 0.14179 -0.0735 0.6669 0.5622
-5.750 -0.1435 0.19353 0.18559 -0.0119 0.8915 0.5510
-5.500 -0.1022 0.19113 0.18318 -0.0167 0.8788 0.5545
-5.250 -0.0895 0.19018 0.18222 -0.0168 0.8660 0.5591
-5.000 -0.0775 0.19003 0.18205 -0.0176 0.8543 0.5664
-4.750 -0.1114 0.19467 0.18662 -0.0139 0.8503 0.5749
-4.500 -0.0955 0.19064 0.18261 -0.0136 0.8345 0.5768
-4.250 -0.0561 0.18905 0.18100 -0.0178 0.8248 0.5809
-4.000 -0.0174 0.19087 0.18280 -0.0229 0.8204 0.5877
-3.750 -0.0490 0.18863 0.18056 -0.0155 0.8020 0.5939
-3.500 -0.0760 0.19166 0.18354 -0.0118 0.7973 0.6014
-3.250 -0.0138 0.19092 0.18278 -0.0198 0.7929 0.6050
-3.000 -0.0378 0.18740 0.17930 -0.0131 0.7750 0.6079
-2.750 -0.0101 0.18787 0.17975 -0.0157 0.7687 0.6150
-2.500 -0.0582 0.19401 0.18581 -0.0087 0.7665 0.6273
-2.250 -0.0633 0.18955 0.18138 -0.0055 0.7511 0.6288
-2.000 -0.0203 0.18753 0.17937 -0.0099 0.7425 0.6324
-1.750 0.0216 0.18879 0.18061 -0.0146 0.7386 0.6390
-1.500 -0.0144 0.18699 0.17884 -0.0072 0.7258 0.6445
-1.250 -0.0621 0.19031 0.18211 0.0008 0.7203 0.6552
-1.000 -0.0108 0.18808 0.17988 -0.0051 0.7135 0.6582
-0.750 0.0428 0.18994 0.18173 -0.0114 0.7102 0.6644
-0.500 -0.0037 0.18641 0.17826 -0.0025 0.6953 0.6687
-0.250 -0.0536 0.19042 0.18221 0.0064 0.6912 0.6825
0.000 0.0000 0.18831 0.18011 0.0000 0.6855 0.6855
0.250 0.0536 0.19041 0.18219 -0.0063 0.6825 0.6912
0.500 0.0037 0.18641 0.17825 0.0025 0.6687 0.6953
0.750 -0.0427 0.18993 0.18172 0.0114 0.6644 0.7102
1.000 0.0107 0.18806 0.17987 0.0051 0.6582 0.7135
1.250 0.0619 0.19028 0.18208 -0.0007 0.6552 0.7203
1.500 0.0144 0.18699 0.17884 0.0072 0.6446 0.7259
1.750 -0.0214 0.18876 0.18058 0.0146 0.6390 0.7386
2.000 0.0204 0.18751 0.17935 0.0099 0.6324 0.7426
2.250 0.0631 0.18951 0.18135 0.0055 0.6288 0.7512
2.500 0.0582 0.19394 0.18574 0.0087 0.6273 0.7666
2.750 0.0104 0.18784 0.17972 0.0157 0.6150 0.7687
3.000 0.0379 0.18738 0.17927 0.0131 0.6079 0.7751
3.250 0.0142 0.19083 0.18270 0.0197 0.6050 0.7929
3.500 0.0762 0.19159 0.18347 0.0117 0.6014 0.7973
3.750 0.0497 0.18864 0.18057 0.0154 0.5940 0.8022
4.000 0.0181 0.19077 0.18270 0.0228 0.5878 0.8205
4.250 0.0564 0.18900 0.18095 0.0178 0.5809 0.8249
4.500 0.0954 0.19060 0.18256 0.0136 0.5769 0.8348
4.750 0.1118 0.19457 0.18652 0.0138 0.5749 0.8504
5.000 0.0782 0.19001 0.18203 0.0175 0.5665 0.8545
5.250 0.0890 0.19025 0.18229 0.0169 0.5592 0.8669
5.500 0.1030 0.19106 0.18312 0.0166 0.5546 0.8790
5.750 0.1431 0.19353 0.18558 0.0120 0.5510 0.8923
6.000 0.1833 0.19850 0.19056 0.0079 0.5491 0.9062
6.250 0.1356 0.19223 0.18437 0.0126 0.5398 0.9125
6.500 0.1438 0.19338 0.18554 0.0126 0.5338 0.9279
6.750 0.1780 0.19402 0.18619 0.0079 0.5289 0.9370
7.000 0.2153 0.19762 0.18981 0.0036 0.5261 0.9525
7.250 0.2410 0.20062 0.19282 -0.0008 0.5236 0.9662
7.500 0.2163 0.19606 0.18834 0.0004 0.5142 0.9734
7.750 0.2453 0.19661 0.18892 -0.0045 0.5081 0.9838
8.000 -0.2831 0.14546 0.13589 0.0630 0.5263 0.6825
8.250 -0.2449 0.15157 0.14206 0.0610 0.5246 0.6863
8.500 -0.2886 0.14391 0.13443 0.0645 0.5165 0.6869
8.750 -0.2752 0.14455 0.13509 0.0640 0.5100 0.6902
9.000 -0.2527 0.14633 0.13688 0.0624 0.5056 0.6940
9.250 -0.2208 0.14987 0.14040 0.0595 0.5027 0.6982
9.500 -0.1820 0.15586 0.14633 0.0552 0.5010 0.7030
9.750 -0.2183 0.14869 0.13918 0.0573 0.4931 0.7041
10.000 -0.1993 0.14974 0.14018 0.0544 0.4870 0.7085
10.250 -0.1776 0.15175 0.14222 0.0532 0.4829 0.7126
10.500 -0.1483 0.15580 0.14632 0.0517 0.4802 0.7175
10.750 -0.1260 0.15994 0.15047 0.0498 0.4783 0.7224
11.000 -0.1481 0.15493 0.14550 0.0506 0.4709 0.7246
11.250 -0.1311 0.15624 0.14681 0.0487 0.4653 0.7294
11.500 -0.1051 0.15882 0.14935 0.0457 0.4613 0.7352
11.750 -0.0751 0.16328 0.15386 0.0439 0.4586 0.7411
12.000 -0.0656 0.16542 0.15604 0.0432 0.4565 0.7462
12.250 -0.0768 0.16234 0.15302 0.0432 0.4499 0.7503
12.500 -0.0607 0.16386 0.15455 0.0416 0.4446 0.7571
12.750 -0.0348 0.16674 0.15740 0.0387 0.4406 0.7646
13.000 -0.0068 0.17152 0.16227 0.0377 0.4381 0.7719
13.250 -0.0041 0.17221 0.16300 0.0369 0.4359 0.7781
13.500 -0.0070 0.17061 0.16144 0.0360 0.4298 0.7847
13.750 0.0098 0.17235 0.16320 0.0341 0.4247 0.7938
14.000 0.0287 0.17498 0.16593 0.0337 0.4210 0.8039
14.250 0.0600 0.18065 0.17163 0.0316 0.4186 0.8177
14.500 0.0547 0.17973 0.17080 0.0315 0.4163 0.8264
14.750 0.0545 0.17894 0.17011 0.0310 0.4106 0.8379
15.000 0.0682 0.18058 0.17186 0.0304 0.4057 0.8534
15.250 0.0875 0.18348 0.17487 0.0299 0.4023 0.8748
15.500 0.1144 0.18906 0.18064 0.0294 0.4002 0.9049
15.750 0.1091 0.18660 0.17833 0.0273 0.3972 0.9319
16.000 0.1347 0.18650 0.17835 0.0206 0.3905 0.9927
16.250 0.1671 0.18923 0.18091 0.0134 0.3860 1.0000
16.500 0.2054 0.19553 0.18701 0.0075 0.3834 1.0000
16.750 0.2105 0.19570 0.18706 0.0041 0.3811 1.0000
17.000 0.2177 0.19572 0.18698 0.0012 0.3753 1.0000
17.250 0.2369 0.19829 0.18944 -0.0014 0.3708 1.0000
17.500 0.2618 0.20272 0.19375 -0.0037 0.3678 1.0000
17.750 0.2814 0.20742 0.19836 -0.0060 0.3660 1.0000
18.000 0.2758 0.20480 0.19571 -0.0080 0.3612 1.0000
18.250 0.2901 0.20679 0.19764 -0.0099 0.3563 1.0000
18.500 0.3104 0.21025 0.20104 -0.0117 0.3529 1.0000
18.750 0.3388 0.21733 0.20805 -0.0137 0.3509 1.0000
19.000 0.3294 0.21389 0.20458 -0.0157 0.3475 1.0000
19.250 0.3401 0.21531 0.20597 -0.0176 0.3423 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 863 STRUT AIRFOIL (e863-il)