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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 863 STRUT AIRFOIL (e863-il)