EPPLER 864 STRUT AIRFOIL (e864-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 864 STRUT AIRFOIL (e864-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 4.92 at α=-3° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e864-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-e864-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.750 -0.1010 0.13290 0.12299 -0.0362 0.5528 0.2801
-12.500 -0.0816 0.13195 0.12201 -0.0371 0.5496 0.2821
-12.250 -0.1013 0.12672 0.11671 -0.0383 0.5480 0.2905
-12.000 -0.0767 0.12629 0.11630 -0.0392 0.5443 0.2915
-11.750 -0.0533 0.12575 0.11575 -0.0400 0.5406 0.2928
-11.500 -0.0324 0.12496 0.11494 -0.0408 0.5373 0.2947
-11.000 -0.0309 0.11923 0.10908 -0.0424 0.5330 0.3046
-10.750 -0.0068 0.11878 0.10859 -0.0431 0.5303 0.3058
-10.500 0.0152 0.11815 0.10790 -0.0438 0.5280 0.3074
-10.250 0.0338 0.11715 0.10686 -0.0446 0.5258 0.3097
-10.000 0.0139 0.11237 0.10202 -0.0452 0.5248 0.3178
-9.750 0.0391 0.11197 0.10166 -0.0460 0.5222 0.3189
-9.500 0.0630 0.11146 0.10117 -0.0468 0.5197 0.3203
-9.250 0.0838 0.11066 0.10038 -0.0476 0.5171 0.3223
-8.750 0.0837 0.10525 0.09489 -0.0486 0.5135 0.3322
-8.500 0.1084 0.10483 0.09446 -0.0493 0.5110 0.3335
-8.250 0.1307 0.10420 0.09380 -0.0499 0.5087 0.3352
-8.000 0.1487 0.10320 0.09276 -0.0505 0.5068 0.3375
-7.750 0.1248 0.09855 0.08802 -0.0504 0.5060 0.3459
-7.500 0.1502 0.09825 0.08769 -0.0511 0.5042 0.3469
-7.250 0.1743 0.09787 0.08726 -0.0517 0.5025 0.3483
-7.000 0.1955 0.09719 0.08665 -0.0524 0.5007 0.3502
-6.500 0.1888 0.09176 0.08122 -0.0527 0.4980 0.3608
-6.250 0.2142 0.09151 0.08102 -0.0534 0.4959 0.3620
-6.000 0.2376 0.09109 0.08063 -0.0540 0.4937 0.3634
-5.750 0.2571 0.09034 0.07990 -0.0545 0.4916 0.3653
-5.500 0.2205 0.08509 0.07457 -0.0536 0.4909 0.3753
-5.250 0.2471 0.08495 0.07444 -0.0542 0.4888 0.3762
-5.000 0.2718 0.08466 0.07415 -0.0547 0.4869 0.3773
-4.750 0.2941 0.08418 0.07367 -0.0551 0.4853 0.3787
-4.500 0.3132 0.08346 0.07292 -0.0555 0.4839 0.3806
-4.250 0.2697 0.07797 0.06735 -0.0539 0.4835 0.3914
-4.000 0.2962 0.07786 0.06722 -0.0544 0.4821 0.3922
-3.750 0.3205 0.07764 0.06697 -0.0548 0.4807 0.3932
-3.500 0.3420 0.07737 0.06676 -0.0552 0.4791 0.3945
-3.250 0.3604 0.07696 0.06645 -0.0554 0.4771 0.3963
-3.000 0.3754 0.07636 0.06593 -0.0555 0.4751 0.3988
-1.500 0.0936 0.04949 0.03885 -0.0313 0.4689 0.4460
-1.250 0.1153 0.04980 0.03922 -0.0310 0.4672 0.4470
-1.000 0.1343 0.05002 0.03949 -0.0303 0.4655 0.4481
-0.750 0.1462 0.05000 0.03949 -0.0288 0.4640 0.4496
-0.500 0.1292 0.04933 0.03880 -0.0235 0.4628 0.4522
-0.250 0.0779 0.04792 0.03729 -0.0135 0.4618 0.4559
0.000 0.0451 0.04656 0.03577 -0.0059 0.4607 0.4592
0.250 0.0279 0.04546 0.03447 -0.0003 0.4596 0.4622
0.500 -0.0220 0.04580 0.03481 0.0097 0.4570 0.4647
0.750 -0.4072 0.06476 0.05450 0.0487 0.4301 0.4618
1.000 -0.4088 0.06551 0.05513 0.0502 0.4266 0.4637
1.250 -0.3971 0.06541 0.05487 0.0510 0.4246 0.4658
1.500 -0.3745 0.06551 0.05500 0.0510 0.4232 0.4672
1.750 -0.3503 0.06557 0.05509 0.0508 0.4220 0.4685
2.000 -0.3271 0.06568 0.05521 0.0507 0.4210 0.4699
2.250 -0.3033 0.06573 0.05526 0.0506 0.4202 0.4714
3.750 -0.3404 0.07968 0.06926 0.0558 0.3907 0.4791
4.000 -0.3211 0.08021 0.06973 0.0554 0.3890 0.4812
4.250 -0.2993 0.08055 0.07001 0.0550 0.3878 0.4833
4.500 -0.2750 0.08071 0.07008 0.0545 0.3867 0.4854
5.000 -0.2907 0.08622 0.07557 0.0551 0.3754 0.4877
5.250 -0.2713 0.08693 0.07632 0.0547 0.3736 0.4890
5.500 -0.2483 0.08740 0.07681 0.0542 0.3722 0.4904
5.750 -0.2235 0.08771 0.07715 0.0536 0.3711 0.4920
6.250 -0.2331 0.09324 0.08279 0.0538 0.3605 0.4945
6.500 -0.2138 0.09410 0.08366 0.0533 0.3586 0.4964
6.750 -0.1909 0.09464 0.08420 0.0527 0.3571 0.4986
7.000 -0.1657 0.09499 0.08453 0.0520 0.3560 0.5008
7.500 -0.1722 0.10054 0.09013 0.0516 0.3458 0.5039
7.750 -0.1526 0.10145 0.09102 0.0509 0.3439 0.5060
8.000 -0.1294 0.10203 0.09155 0.0501 0.3425 0.5080
8.250 -0.1032 0.10235 0.09181 0.0492 0.3414 0.5101
8.750 -0.1045 0.10749 0.09710 0.0485 0.3308 0.5128
9.000 -0.0821 0.10810 0.09776 0.0479 0.3290 0.5148
9.250 -0.0565 0.10841 0.09810 0.0472 0.3277 0.5171
9.750 -0.0477 0.11267 0.10246 0.0461 0.3170 0.5211
10.000 -0.0238 0.11307 0.10286 0.0454 0.3151 0.5239
10.250 0.0027 0.11320 0.10298 0.0446 0.3137 0.5270
10.750 0.0158 0.11718 0.10698 0.0432 0.3026 0.5315
11.000 0.0401 0.11752 0.10729 0.0423 0.3010 0.5342
11.250 0.0656 0.11767 0.10749 0.0416 0.2998 0.5368
11.500 0.0526 0.12185 0.11178 0.0409 0.2909 0.5382
11.750 0.0734 0.12250 0.11249 0.0401 0.2887 0.5410
12.000 0.0969 0.12287 0.11289 0.0394 0.2873 0.5442
12.250 0.1216 0.12311 0.11316 0.0386 0.2862 0.5479
12.500 0.1087 0.12755 0.11768 0.0376 0.2768 0.5500
12.750 0.1305 0.12814 0.11827 0.0367 0.2749 0.5540
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 864 STRUT AIRFOIL (e864-il)