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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 864 STRUT AIRFOIL (e864-il)