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=5


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 863 STRUT AIRFOIL (e863-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 3.56 at α=-2°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e863-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-e863-il-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -16.500  -0.2728   0.17751   0.16786  -0.0114   0.8251   0.2577
 -16.250  -0.2672   0.17576   0.16588  -0.0114   0.7939   0.2609
 -16.000  -0.2693   0.17331   0.16325  -0.0124   0.7741   0.2653
 -15.750  -0.2503   0.17214   0.16193  -0.0125   0.7533   0.2675
 -15.500  -0.2364   0.17063   0.16025  -0.0129   0.7378   0.2701
 -15.250  -0.2254   0.16868   0.15821  -0.0140   0.7246   0.2733
 -15.000  -0.2286   0.16605   0.15543  -0.0154   0.7154   0.2781
 -14.750  -0.2092   0.16465   0.15394  -0.0160   0.7040   0.2805
 -14.500  -0.1915   0.16311   0.15233  -0.0169   0.6930   0.2831
 -14.250  -0.1794   0.16131   0.15042  -0.0178   0.6846   0.2861
 -14.000  -0.1748   0.15907   0.14808  -0.0190   0.6777   0.2904
 -13.750  -0.1644   0.15708   0.14607  -0.0203   0.6700   0.2939
 -13.500  -0.1449   0.15565   0.14457  -0.0211   0.6622   0.2963
 -13.250  -0.1310   0.15394   0.14277  -0.0219   0.6564   0.2992
 -13.000  -0.1229   0.15191   0.14067  -0.0231   0.6510   0.3032
 -12.750  -0.1188   0.14967   0.13841  -0.0244   0.6455   0.3075
 -12.500  -0.0970   0.14831   0.13703  -0.0254   0.6387   0.3099
 -12.250  -0.0813   0.14669   0.13534  -0.0262   0.6332   0.3127
 -12.000  -0.0715   0.14485   0.13341  -0.0270   0.6289   0.3164
 -11.750  -0.0742   0.14245   0.13093  -0.0280   0.6255   0.3214
 -11.500  -0.0493   0.14117   0.12970  -0.0292   0.6196   0.3237
 -11.250  -0.0312   0.13965   0.12818  -0.0302   0.6146   0.3264
 -11.000  -0.0188   0.13794   0.12644  -0.0312   0.6105   0.3298
 -10.750  -0.0258   0.13551   0.12393  -0.0319   0.6077   0.3354
 -10.500  -0.0032   0.13427   0.12264  -0.0325   0.6036   0.3377
 -10.000   0.0311   0.13139   0.11972  -0.0342   0.5959   0.3434
  -9.750   0.0372   0.12954   0.11786  -0.0352   0.5922   0.3478
  -9.500   0.0417   0.12764   0.11595  -0.0360   0.5887   0.3520
  -9.250   0.0643   0.12646   0.11478  -0.0368   0.5846   0.3543
  -9.000   0.0810   0.12508   0.11336  -0.0375   0.5813   0.3571
  -8.750   0.0917   0.12353   0.11175  -0.0380   0.5786   0.3609
  -8.500   0.0800   0.12120   0.10934  -0.0381   0.5769   0.3666
  -8.250   0.1058   0.12020   0.10827  -0.0387   0.5741   0.3686
  -8.000   0.1273   0.11909   0.10724  -0.0400   0.5703   0.3711
  -7.750   0.1434   0.11787   0.10606  -0.0409   0.5666   0.3743
  -7.500   0.1505   0.11637   0.10456  -0.0415   0.5635   0.3785
  -7.250   0.1436   0.11433   0.10250  -0.0417   0.5611   0.3834
  -7.000   0.1685   0.11339   0.10156  -0.0425   0.5577   0.3854
  -6.750   0.1883   0.11235   0.10050  -0.0430   0.5549   0.3879
  -6.500   0.2030   0.11120   0.09931  -0.0433   0.5526   0.3913
  -6.250   0.2079   0.10972   0.09777  -0.0433   0.5508   0.3956
  -6.000   0.1948   0.10755   0.09551  -0.0427   0.5494   0.4004
  -5.750   0.2217   0.10703   0.09508  -0.0440   0.5461   0.4023
  -5.500   0.2439   0.10655   0.09471  -0.0450   0.5423   0.4048
  -5.250   0.2598   0.10586   0.09408  -0.0457   0.5389   0.4080
  -5.000   0.2673   0.10483   0.09306  -0.0459   0.5361   0.4117
  -4.750   0.2590   0.10307   0.09127  -0.0454   0.5340   0.4160
  -4.500   0.2647   0.10184   0.09004  -0.0453   0.5318   0.4194
  -4.250   0.2887   0.10140   0.08960  -0.0457   0.5293   0.4216
  -4.000   0.3074   0.10071   0.08889  -0.0457   0.5272   0.4244
  -3.750   0.3197   0.09973   0.08786  -0.0455   0.5254   0.4275
  -3.500   0.3231   0.09902   0.08719  -0.0454   0.5228   0.4307
  -3.250   0.3033   0.09802   0.08629  -0.0445   0.5196   0.4358
  -3.000   0.3071   0.09809   0.08648  -0.0443   0.5160   0.4387
  -2.750   0.3238   0.09862   0.08710  -0.0443   0.5126   0.4406
  -2.500   0.3364   0.09871   0.08724  -0.0440   0.5098   0.4429
  -2.250   0.3445   0.09833   0.08687  -0.0432   0.5073   0.4454
  -2.000   0.3481   0.09767   0.08619  -0.0422   0.5051   0.4487
  -1.750   0.3386   0.09645   0.08493  -0.0403   0.5034   0.4532
  -1.500   0.3097   0.09440   0.08282  -0.0373   0.5020   0.4582
  -1.250   0.2663   0.09989   0.08866  -0.0327   0.4948   0.4592
  -1.000   0.2207   0.10424   0.09322  -0.0272   0.4884   0.4605
  -0.750   0.2096   0.10555   0.09458  -0.0241   0.4848   0.4624
  -0.500   0.2085   0.10566   0.09469  -0.0218   0.4824   0.4650
  -0.250   0.2038   0.10502   0.09402  -0.0192   0.4806   0.4685
   0.000   0.1753   0.10348   0.09243  -0.0148   0.4792   0.4730
   0.500  -0.2085   0.10565   0.09469   0.0218   0.4650   0.4824
   0.750  -0.2096   0.10554   0.09457   0.0241   0.4624   0.4848
   1.000  -0.2208   0.10423   0.09321   0.0273   0.4605   0.4884
   1.250  -0.2665   0.09986   0.08863   0.0328   0.4592   0.4948
   1.500  -0.3096   0.09439   0.08281   0.0372   0.4582   0.5020
   1.750  -0.3384   0.09645   0.08492   0.0403   0.4532   0.5034
   2.000  -0.3479   0.09767   0.08619   0.0421   0.4487   0.5052
   2.250  -0.3443   0.09832   0.08686   0.0432   0.4454   0.5073
   2.500  -0.3362   0.09870   0.08723   0.0439   0.4429   0.5098
   2.750  -0.3236   0.09861   0.08709   0.0443   0.4406   0.5127
   3.000  -0.3068   0.09808   0.08646   0.0442   0.4387   0.5160
   3.250  -0.3025   0.09798   0.08625   0.0445   0.4358   0.5197
   3.500  -0.3226   0.09900   0.08717   0.0453   0.4307   0.5228
   3.750  -0.3192   0.09973   0.08786   0.0454   0.4275   0.5254
   4.000  -0.3069   0.10071   0.08889   0.0456   0.4244   0.5272
   4.250  -0.2882   0.10140   0.08960   0.0456   0.4216   0.5294
   4.500  -0.2641   0.10184   0.09004   0.0453   0.4194   0.5318
   4.750  -0.2581   0.10305   0.09125   0.0453   0.4161   0.5340
   5.000  -0.2666   0.10482   0.09305   0.0458   0.4118   0.5362
   5.250  -0.2590   0.10585   0.09406   0.0456   0.4080   0.5390
   5.500  -0.2431   0.10654   0.09469   0.0449   0.4048   0.5424
   5.750  -0.2209   0.10703   0.09508   0.0438   0.4023   0.5461
   6.000  -0.1940   0.10755   0.09551   0.0426   0.4004   0.5495
   6.250  -0.2068   0.10972   0.09776   0.0432   0.3956   0.5508
   6.500  -0.2020   0.11120   0.09931   0.0432   0.3913   0.5527
   6.750  -0.1873   0.11235   0.10050   0.0428   0.3880   0.5550
   7.000  -0.1675   0.11339   0.10156   0.0423   0.3854   0.5577
   7.250  -0.1425   0.11434   0.10250   0.0415   0.3834   0.5612
   7.500  -0.1492   0.11637   0.10457   0.0414   0.3786   0.5636
   7.750  -0.1421   0.11788   0.10607   0.0407   0.3743   0.5667
   8.000  -0.1260   0.11910   0.10725   0.0397   0.3711   0.5704
   8.250  -0.1046   0.12022   0.10828   0.0385   0.3686   0.5742
   8.500  -0.0786   0.12122   0.10936   0.0379   0.3666   0.5769
   8.750  -0.0902   0.12355   0.11177   0.0378   0.3609   0.5787
   9.000  -0.0795   0.12511   0.11338   0.0373   0.3571   0.5814
   9.250  -0.0629   0.12649   0.11480   0.0366   0.3543   0.5847
   9.500  -0.0402   0.12767   0.11598   0.0357   0.3520   0.5888
   9.750  -0.0355   0.12957   0.11789   0.0350   0.3478   0.5923
  10.000  -0.0295   0.13144   0.11976   0.0340   0.3434   0.5960
  10.250  -0.0140   0.13301   0.12129   0.0328   0.3402   0.6002
  10.500   0.0049   0.13432   0.12269   0.0323   0.3377   0.6037
  10.750   0.0274   0.13557   0.12398   0.0316   0.3353   0.6078
  11.000   0.0206   0.13800   0.12650   0.0309   0.3298   0.6106
  11.250   0.0331   0.13972   0.12825   0.0299   0.3264   0.6147
  11.500   0.0512   0.14125   0.12978   0.0289   0.3237   0.6197
  11.750   0.0762   0.14253   0.13101   0.0277   0.3214   0.6257
  12.000   0.0734   0.14494   0.13350   0.0267   0.3164   0.6290
  12.250   0.0833   0.14679   0.13544   0.0259   0.3127   0.6334
  12.500   0.0990   0.14841   0.13713   0.0250   0.3099   0.6389
  12.750   0.1209   0.14978   0.13852   0.0241   0.3075   0.6457
  13.000   0.1250   0.15204   0.14079   0.0227   0.3032   0.6512
  13.250   0.1332   0.15408   0.14290   0.0216   0.2992   0.6565
  13.500   0.1470   0.15579   0.14472   0.0207   0.2963   0.6624
  13.750   0.1666   0.15724   0.14622   0.0199   0.2939   0.6702
  14.000   0.1769   0.15924   0.14825   0.0186   0.2903   0.6780
  14.250   0.1816   0.16149   0.15060   0.0174   0.2861   0.6849
  14.500   0.1938   0.16329   0.15252   0.0166   0.2831   0.6933
  14.750   0.2116   0.16485   0.15413   0.0156   0.2805   0.7043
  15.000   0.2307   0.16626   0.15565   0.0150   0.2781   0.7157
  15.250   0.2278   0.16891   0.15844   0.0136   0.2733   0.7250
  15.500   0.2388   0.17086   0.16049   0.0125   0.2701   0.7383
  15.750   0.2529   0.17238   0.16217   0.0121   0.2675   0.7539
  16.000   0.2719   0.17355   0.16350   0.0120   0.2653   0.7749
  16.250   0.2696   0.17603   0.16616   0.0110   0.2609   0.7948
  16.500   0.2753   0.17778   0.16814   0.0110   0.2576   0.8266
<< Back to EPPLER 863 STRUT AIRFOIL (e863-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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