Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

EPPLER 864 STRUT AIRFOIL (e864-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 864 STRUT AIRFOIL (e864-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 4.17 at α=-4.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e864-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-e864-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: EPPLER 864 STRUT AIRFOIL                        
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -19.500  -0.2730   0.20711   0.20058  -0.0003   1.0000   0.2815
 -19.250  -0.2573   0.20530   0.19884  -0.0022   1.0000   0.2855
 -19.000  -0.2731   0.20544   0.19900  -0.0050   1.0000   0.2907
 -18.750  -0.2427   0.20128   0.19498  -0.0073   1.0000   0.2919
 -18.500  -0.2134   0.19987   0.19370  -0.0110   0.9424   0.2943
 -18.250  -0.2032   0.19942   0.19281  -0.0098   0.8258   0.2977
 -17.750  -0.2027   0.19647   0.18937  -0.0109   0.7673   0.3049
 -17.500  -0.1808   0.19396   0.18665  -0.0114   0.7460   0.3067
 -17.250  -0.1630   0.19211   0.18469  -0.0124   0.7293   0.3096
 -17.000  -0.1531   0.19064   0.18305  -0.0135   0.7176   0.3145
 -16.750  -0.1612   0.18966   0.18202  -0.0154   0.7095   0.3181
 -16.500  -0.1356   0.18659   0.17885  -0.0164   0.6975   0.3197
 -16.250  -0.1155   0.18462   0.17674  -0.0175   0.6881   0.3221
 -16.000  -0.0998   0.18291   0.17501  -0.0190   0.6796   0.3261
 -15.750  -0.1181   0.18320   0.17525  -0.0205   0.6756   0.3317
 -15.500  -0.0891   0.17948   0.17143  -0.0218   0.6676   0.3329
 -15.250  -0.0665   0.17726   0.16908  -0.0229   0.6610   0.3349
 -15.000  -0.0475   0.17542   0.16726  -0.0244   0.6553   0.3382
 -14.750  -0.0758   0.17738   0.16918  -0.0256   0.6532   0.3455
 -14.500  -0.0427   0.17277   0.16455  -0.0273   0.6465   0.3465
 -14.250  -0.0167   0.16999   0.16171  -0.0286   0.6408   0.3481
 -14.000   0.0037   0.16810   0.15973  -0.0296   0.6360   0.3507
 -13.750   0.0185   0.16668   0.15823  -0.0309   0.6317   0.3552
 -13.500  -0.0011   0.16703   0.15858  -0.0319   0.6298   0.3605
 -13.250   0.0301   0.16335   0.15493  -0.0338   0.6249   0.3618
 -13.000   0.0550   0.16101   0.15259  -0.0352   0.6205   0.3638
 -12.750   0.0748   0.15928   0.15085  -0.0365   0.6167   0.3670
 -12.500   0.0662   0.15970   0.15122  -0.0373   0.6145   0.3745
 -12.250   0.0719   0.15759   0.14907  -0.0383   0.6118   0.3761
 -12.000   0.1005   0.15457   0.14598  -0.0397   0.6084   0.3775
 -11.750   0.1242   0.15267   0.14402  -0.0409   0.6051   0.3798
 -11.500   0.1439   0.15109   0.14248  -0.0423   0.6023   0.3835
 -11.250   0.1046   0.15374   0.14511  -0.0418   0.6017   0.3914
 -11.000   0.1409   0.14934   0.14076  -0.0441   0.5977   0.3923
 -10.750   0.1712   0.14642   0.13787  -0.0459   0.5941   0.3938
 -10.500   0.1963   0.14446   0.13593  -0.0473   0.5910   0.3962
 -10.250   0.2154   0.14303   0.13450  -0.0484   0.5883   0.4002
 -10.000   0.1694   0.14610   0.13753  -0.0470   0.5880   0.4084
  -9.750   0.2066   0.14181   0.13322  -0.0491   0.5850   0.4092
  -9.500   0.2380   0.13892   0.13030  -0.0507   0.5824   0.4107
  -9.250   0.2637   0.13708   0.12843  -0.0519   0.5801   0.4131
  -9.000   0.2833   0.13598   0.12728  -0.0528   0.5778   0.4166
  -8.750   0.2250   0.14026   0.13154  -0.0500   0.5778   0.4263
  -8.500   0.2669   0.13575   0.12712  -0.0531   0.5749   0.4271
  -8.250   0.3023   0.13271   0.12418  -0.0554   0.5719   0.4285
  -8.000   0.3312   0.13081   0.12235  -0.0572   0.5692   0.4306
  -7.750   0.3538   0.12953   0.12112  -0.0586   0.5669   0.4336
  -7.500   0.3695   0.12865   0.12027  -0.0596   0.5649   0.4381
  -7.250   0.3242   0.13100   0.12261  -0.0571   0.5645   0.4461
  -7.000   0.3616   0.12774   0.11937  -0.0594   0.5619   0.4472
  -6.750   0.3922   0.12551   0.11714  -0.0609   0.5595   0.4489
  -6.500   0.4167   0.12398   0.11560  -0.0619   0.5572   0.4513
  -6.250   0.4359   0.12292   0.11451  -0.0624   0.5553   0.4548
  -6.000   0.3702   0.12736   0.11893  -0.0577   0.5552   0.4662
  -5.750   0.4101   0.12382   0.11536  -0.0601   0.5531   0.4671
  -5.500   0.4424   0.12198   0.11352  -0.0619   0.5512   0.4683
  -5.250   0.4698   0.12101   0.11274  -0.0640   0.5492   0.4701
  -5.000   0.4911   0.12089   0.11279  -0.0657   0.5466   0.4727
  -4.750   0.5063   0.12129   0.11332  -0.0667   0.5437   0.4766
  -4.500   0.4348   0.12616   0.11821  -0.0610   0.5432   0.4880
  -4.250   0.4652   0.12494   0.11713  -0.0635   0.5404   0.4889
  -4.000   0.1294   0.17108   0.16440  -0.0366   0.5732   0.4879
  -3.750   0.1816   0.16885   0.16217  -0.0410   0.5752   0.4888
  -3.500   0.2368   0.16691   0.16023  -0.0459   0.5763   0.4902
  -3.250   0.0144   0.18220   0.17583  -0.0212   0.5909   0.4896
  -3.000   0.0407   0.18123   0.17486  -0.0221   0.5862   0.4911
  -2.750   0.0681   0.18073   0.17436  -0.0233   0.5834   0.4933
  -2.500   0.0948   0.18062   0.17425  -0.0246   0.5814   0.4966
  -2.250   0.1145   0.18099   0.17459  -0.0254   0.5801   0.5026
  -2.000   0.0557   0.18135   0.17486  -0.0190   0.5794   0.5119
  -1.750  -0.0271   0.18292   0.17652  -0.0079   0.5647   0.5124
  -1.500   0.0003   0.18202   0.17563  -0.0090   0.5598   0.5138
  -1.250   0.0301   0.18160   0.17521  -0.0104   0.5570   0.5157
  -1.000   0.0592   0.18165   0.17526  -0.0118   0.5551   0.5187
  -0.750  -0.0480   0.18306   0.17655   0.0006   0.5545   0.5350
  -0.500   0.0100   0.18215   0.17564  -0.0043   0.5532   0.5360
  -0.250  -0.0652   0.18276   0.17635   0.0050   0.5405   0.5365
   0.000  -0.0399   0.18205   0.17565   0.0040   0.5352   0.5378
   0.250  -0.0103   0.18179   0.17540   0.0026   0.5322   0.5396
   0.500   0.0193   0.18202   0.17563   0.0012   0.5302   0.5424
   0.750   0.0466   0.18272   0.17633   0.0000   0.5288   0.5469
   1.250  -0.0955   0.18195   0.17553   0.0173   0.5191   0.5620
   1.500  -0.0773   0.18135   0.17496   0.0168   0.5125   0.5632
   1.750  -0.0502   0.18127   0.17489   0.0156   0.5091   0.5650
   2.000  -0.0224   0.18161   0.17523   0.0144   0.5069   0.5677
   2.250   0.0041   0.18241   0.17603   0.0134   0.5053   0.5720
   2.500  -0.3285   0.15379   0.14687   0.0450   0.5069   0.5360
   2.750  -0.3028   0.15414   0.14721   0.0441   0.5053   0.5368
   3.000  -0.2690   0.15551   0.14859   0.0422   0.5041   0.5378
   3.250  -0.2312   0.15772   0.15079   0.0400   0.5033   0.5390
   3.500  -0.0634   0.18052   0.17417   0.0275   0.4851   0.5948
   3.750  -0.0416   0.18117   0.17482   0.0270   0.4833   0.5991
   4.000  -0.2024   0.16551   0.15887   0.0430   0.4835   0.5660
   4.250  -0.1636   0.16780   0.16118   0.0409   0.4821   0.5691
   4.500  -0.4909   0.12119   0.11323   0.0655   0.4837   0.5419
   4.750  -0.4626   0.12265   0.11466   0.0641   0.4822   0.5438
   5.000  -0.4295   0.12484   0.11680   0.0621   0.4812   0.5461
   5.250  -0.3914   0.12797   0.11987   0.0593   0.4805   0.5491
   5.500  -0.4708   0.12197   0.11387   0.0656   0.4682   0.5491
   5.750  -0.4511   0.12242   0.11424   0.0644   0.4648   0.5518
   6.000  -0.4268   0.12325   0.11497   0.0628   0.4626   0.5543
   6.250  -0.3973   0.12477   0.11636   0.0606   0.4610   0.5566
   6.500  -0.3621   0.12734   0.11878   0.0578   0.4600   0.5589
   6.750  -0.3227   0.13093   0.12234   0.0550   0.4593   0.5613
   7.000  -0.3917   0.12565   0.11708   0.0598   0.4479   0.5612
   7.250  -0.3718   0.12667   0.11815   0.0591   0.4445   0.5633
   7.500  -0.3462   0.12835   0.11986   0.0580   0.4421   0.5655
   7.750  -0.3129   0.13099   0.12252   0.0564   0.4404   0.5680
   8.000  -0.2694   0.13527   0.12680   0.0537   0.4394   0.5706
   8.250  -0.3214   0.13135   0.12290   0.0566   0.4280   0.5708
   8.500  -0.2959   0.13273   0.12426   0.0553   0.4241   0.5732
   8.750  -0.2625   0.13506   0.12656   0.0535   0.4218   0.5760
   9.000  -0.2217   0.13892   0.13037   0.0509   0.4206   0.5792
   9.250  -0.2637   0.13661   0.12809   0.0525   0.4108   0.5797
   9.500  -0.2395   0.13805   0.12947   0.0511   0.4065   0.5827
   9.750  -0.2058   0.14051   0.13183   0.0491   0.4040   0.5856
  10.000  -0.1641   0.14445   0.13580   0.0468   0.4027   0.5887
  10.250  -0.2035   0.14235   0.13375   0.0479   0.3917   0.5892
  10.500  -0.1766   0.14413   0.13558   0.0467   0.3883   0.5918
  10.750  -0.1404   0.14736   0.13885   0.0451   0.3865   0.5949
  11.000  -0.1664   0.14741   0.13893   0.0450   0.3775   0.5959
  11.250  -0.1435   0.14907   0.14061   0.0438   0.3734   0.5989
  11.500  -0.1113   0.15172   0.14325   0.0422   0.3712   0.6026
  11.750  -0.1260   0.15301   0.14456   0.0414   0.3655   0.6043
  12.000  -0.1097   0.15448   0.14600   0.0401   0.3600   0.6078
  12.250  -0.0843   0.15651   0.14798   0.0386   0.3573   0.6115
  12.500  -0.0537   0.15943   0.15089   0.0369   0.3558   0.6154
  12.750  -0.0561   0.16131   0.15283   0.0359   0.3543   0.6178
  13.000  -0.0614   0.16206   0.15364   0.0349   0.3484   0.6201
  13.250  -0.0452   0.16375   0.15538   0.0337   0.3453   0.6236
  13.500  -0.0250   0.16570   0.15736   0.0324   0.3433   0.6277
  13.750  -0.0010   0.16819   0.15986   0.0310   0.3419   0.6324
  14.000   0.0271   0.17167   0.16332   0.0293   0.3411   0.6375
  14.250   0.0141   0.17226   0.16389   0.0279   0.3392   0.6400
  14.500   0.0184   0.17335   0.16502   0.0264   0.3345   0.6438
  14.750   0.0334   0.17497   0.16675   0.0253   0.3317   0.6488
  15.000   0.0513   0.17683   0.16868   0.0241   0.3298   0.6546
  15.250   0.0723   0.17909   0.17098   0.0228   0.3283   0.6613
  15.500   0.0970   0.18213   0.17401   0.0212   0.3274   0.6686
  15.750   0.1234   0.18610   0.17807   0.0197   0.3268   0.6760
  16.000   0.1001   0.18478   0.17683   0.0183   0.3240   0.6793
  16.250   0.1095   0.18625   0.17839   0.0169   0.3206   0.6865
  16.500   0.1251   0.18799   0.18017   0.0155   0.3179   0.6956
  16.750   0.1431   0.18986   0.18213   0.0142   0.3158   0.7055
  17.000   0.1629   0.19215   0.18456   0.0133   0.3145   0.7177
  17.250   0.1859   0.19533   0.18783   0.0120   0.3136   0.7329
  17.500   0.2012   0.19842   0.19109   0.0111   0.3129   0.7494
  17.750   0.1853   0.19729   0.19008   0.0092   0.3079   0.7616
  18.000   0.1980   0.19881   0.19181   0.0087   0.3043   0.7874
  18.250   0.2112   0.20031   0.19367   0.0097   0.3019   0.8313
  18.500   0.2331   0.20079   0.19456   0.0098   0.3003   1.0000
  18.750   0.2603   0.20508   0.19867   0.0066   0.2994   1.0000
  19.000   0.2459   0.20389   0.19746   0.0037   0.2935   1.0000
  19.250   0.2634   0.20575   0.19924   0.0017   0.2900   1.0000
<< Back to EPPLER 864 STRUT AIRFOIL (e864-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to EPPLER 864 STRUT AIRFOIL (e864-il)