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

Polar data table (+)

Polar graphs


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