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=200,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 864 STRUT AIRFOIL (e864-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 7.6 at α=-1.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e864-il-200000.txt
Download as CSV file: xf-e864-il-200000.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 =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.000   0.2053   0.12210   0.11450  -0.0468   0.5196   0.3548
  -8.750   0.1592   0.11746   0.10980  -0.0467   0.5195   0.3595
  -8.500   0.1839   0.11548   0.10782  -0.0479   0.5173   0.3589
  -8.250   0.2316   0.11591   0.10828  -0.0490   0.5144   0.3635
  -8.000   0.2593   0.11526   0.10762  -0.0498   0.5121   0.3665
  -7.500   0.2148   0.10880   0.10107  -0.0496   0.5105   0.3747
  -7.250   0.2742   0.10915   0.10142  -0.0512   0.5080   0.3778
  -7.000   0.3068   0.10863   0.10087  -0.0522   0.5061   0.3798
  -6.750   0.3311   0.10807   0.10029  -0.0530   0.5043   0.3835
  -6.500   0.2497   0.10315   0.09530  -0.0508   0.5048   0.3909
  -6.250   0.3056   0.10304   0.09523  -0.0527   0.5023   0.3928
  -6.000   0.3468   0.10249   0.09475  -0.0542   0.5007   0.3942
  -5.750   0.3785   0.10187   0.09418  -0.0552   0.4989   0.3964
  -5.500   0.2972   0.09874   0.09100  -0.0521   0.4992   0.4079
  -5.250   0.3055   0.09594   0.08822  -0.0527   0.4977   0.4079
  -5.000   0.3272   0.09402   0.08631  -0.0536   0.4959   0.4076
  -4.750   0.3546   0.09255   0.08487  -0.0547   0.4940   0.4071
  -4.500   0.3786   0.09099   0.08333  -0.0556   0.4923   0.4065
  -4.250   0.2916   0.08121   0.07345  -0.0535   0.4927   0.4083
  -3.750   0.4249   0.08961   0.08202  -0.0557   0.4879   0.4277
  -3.500   0.4692   0.08923   0.08163  -0.0572   0.4860   0.4290
  -3.250   0.5042   0.08862   0.08100  -0.0583   0.4842   0.4305
  -3.000   0.5313   0.08799   0.08033  -0.0591   0.4826   0.4325
  -2.750   0.5516   0.08754   0.07987  -0.0596   0.4810   0.4355
  -2.500   0.4173   0.07491   0.06712  -0.0554   0.4821   0.4247
  -2.000   0.5331   0.08243   0.07490  -0.0572   0.4781   0.4481
  -1.750   0.5723   0.08252   0.07510  -0.0585   0.4762   0.4497
  -1.500   0.6000   0.08219   0.07484  -0.0592   0.4742   0.4516
  -1.250   0.6211   0.08168   0.07438  -0.0595   0.4722   0.4542
  -1.000  -0.0518   0.04094   0.03251  -0.0059   0.4800   0.4664
  -0.750  -0.0400   0.04081   0.03251  -0.0043   0.4785   0.4680
  -0.500  -0.0311   0.04113   0.03297  -0.0023   0.4765   0.4692
  -0.250  -0.0255   0.04156   0.03351   0.0002   0.4741   0.4705
   0.000  -0.0204   0.04195   0.03398   0.0028   0.4716   0.4718
   0.250  -0.0155   0.04228   0.03436   0.0054   0.4694   0.4732
   0.500  -0.0091   0.04258   0.03468   0.0079   0.4676   0.4747
   0.750   0.0028   0.04274   0.03484   0.0095   0.4660   0.4765
   1.000   0.0149   0.04278   0.03485   0.0111   0.4645   0.4785
   1.250   0.0288   0.04264   0.03466   0.0125   0.4631   0.4806
   1.500   0.0482   0.04231   0.03423   0.0131   0.4618   0.4826
   1.750   0.0708   0.04206   0.03385   0.0132   0.4605   0.4845
   3.000  -0.3864   0.07742   0.06966   0.0551   0.4215   0.4851
   3.250  -0.3399   0.07628   0.06842   0.0539   0.4206   0.4868
   3.500  -0.5064   0.09083   0.08319   0.0589   0.4270   0.4854
   3.750  -0.4797   0.09152   0.08380   0.0581   0.4247   0.4868
   4.000  -0.4471   0.09189   0.08413   0.0569   0.4231   0.4887
   4.250  -0.4070   0.09233   0.08460   0.0554   0.4219   0.4907
   4.500  -0.3566   0.09261   0.08491   0.0537   0.4209   0.4927
   4.750  -0.4438   0.09703   0.08936   0.0573   0.4116   0.4924
   5.000  -0.4242   0.09800   0.09035   0.0567   0.4085   0.4938
   5.250  -0.3973   0.09881   0.09118   0.0559   0.4064   0.4954
   5.500  -0.3613   0.09948   0.09184   0.0547   0.4048   0.4972
   5.750  -0.3115   0.10002   0.09235   0.0528   0.4036   0.4994
   6.000  -0.2656   0.10114   0.09345   0.0512   0.4023   0.5018
   6.250  -0.2931   0.10042   0.09271   0.0533   0.3842   0.5027
   6.500  -0.2825   0.10283   0.09511   0.0526   0.3845   0.5044
   6.750  -0.2622   0.10487   0.09713   0.0516   0.3850   0.5062
   7.250  -0.2883   0.10970   0.10198   0.0518   0.3757   0.5080
   7.500  -0.2460   0.10765   0.09982   0.0511   0.3611   0.5098
   7.750  -0.1937   0.10559   0.09772   0.0499   0.3575   0.5124
   8.000  -0.1427   0.10416   0.09631   0.0486   0.3562   0.5150
   8.250  -0.0967   0.10309   0.09526   0.0476   0.3554   0.5175
   8.500  -0.1596   0.10990   0.10215   0.0483   0.3443   0.5173
   8.750  -0.1228   0.10949   0.10175   0.0474   0.3427   0.5198
   9.000  -0.0826   0.10896   0.10122   0.0464   0.3417   0.5227
   9.250  -0.0433   0.10841   0.10066   0.0454   0.3410   0.5255
   9.500  -0.0839   0.11362   0.10592   0.0455   0.3296   0.5260
   9.750  -0.0498   0.11341   0.10569   0.0445   0.3284   0.5286
  10.000  -0.0140   0.11308   0.10532   0.0436   0.3275   0.5311
  10.250   0.0211   0.11276   0.10495   0.0427   0.3269   0.5334
  10.500  -0.0167   0.11845   0.11070   0.0423   0.3156   0.5337
  10.750   0.0159   0.11816   0.11042   0.0413   0.3145   0.5366
  11.000   0.0487   0.11780   0.11011   0.0405   0.3137   0.5397
  11.250   0.0814   0.11747   0.10981   0.0397   0.3131   0.5426
  11.500   0.0557   0.12233   0.11474   0.0391   0.3016   0.5436
  11.750   0.0544   0.12516   0.11762   0.0383   0.2938   0.5456
<< Back to EPPLER 864 STRUT AIRFOIL (e864-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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