EPPLER 864 STRUT AIRFOIL (e864-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 864 STRUT AIRFOIL (e864-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 2.48 at α=-8° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e864-il-50000.txt Download as CSV file: xf-e864-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-19.750 -0.2543 0.21483 0.20545 0.0014 1.0000 0.3510
-19.500 -0.2409 0.21309 0.20376 -0.0005 1.0000 0.3555
-19.250 -0.2433 0.21513 0.20584 -0.0024 1.0000 0.3596
-19.000 -0.2266 0.21130 0.20210 -0.0046 1.0000 0.3614
-18.750 -0.2032 0.20718 0.19808 -0.0068 1.0000 0.3642
-18.500 -0.1857 0.20485 0.19586 -0.0091 1.0000 0.3682
-18.250 -0.1763 0.20430 0.19541 -0.0116 1.0000 0.3732
-18.000 -0.1770 0.20586 0.19709 -0.0142 1.0000 0.3757
-17.750 -0.1431 0.19965 0.19110 -0.0189 1.0000 0.3779
-17.500 -0.1124 0.19680 0.18851 -0.0258 1.0000 0.3815
-17.250 -0.0772 0.19641 0.18806 -0.0347 0.9421 0.3872
-17.000 -0.0842 0.20110 0.19260 -0.0379 0.9121 0.3912
-16.750 -0.0539 0.19435 0.18566 -0.0394 0.8765 0.3929
-16.500 -0.0352 0.19120 0.18234 -0.0397 0.8526 0.3956
-16.250 -0.0222 0.18942 0.18041 -0.0396 0.8357 0.3994
-16.000 -0.0125 0.18862 0.17954 -0.0408 0.8215 0.4046
-15.750 -0.0324 0.19413 0.18494 -0.0405 0.8140 0.4082
-15.500 -0.0012 0.18711 0.17786 -0.0425 0.8008 0.4097
-15.250 0.0221 0.18344 0.17412 -0.0440 0.7892 0.4124
-15.000 0.0378 0.18149 0.17206 -0.0443 0.7805 0.4163
-14.750 0.0513 0.18043 0.17099 -0.0464 0.7723 0.4217
-14.500 0.0335 0.18581 0.17633 -0.0467 0.7674 0.4260
-14.250 0.0600 0.18004 0.17052 -0.0488 0.7590 0.4275
-14.000 0.0851 0.17595 0.16635 -0.0499 0.7523 0.4300
-13.750 0.1067 0.17364 0.16402 -0.0520 0.7465 0.4339
-13.500 0.1231 0.17234 0.16274 -0.0543 0.7406 0.4390
-13.250 0.1171 0.17512 0.16549 -0.0550 0.7365 0.4444
-13.000 0.1232 0.17416 0.16451 -0.0561 0.7317 0.4463
-12.750 0.1528 0.16918 0.15948 -0.0579 0.7258 0.4486
-12.500 0.1734 0.16675 0.15697 -0.0587 0.7212 0.4520
-12.250 0.1927 0.16527 0.15551 -0.0611 0.7169 0.4566
-12.000 0.2015 0.16553 0.15579 -0.0631 0.7133 0.4626
-11.750 0.1827 0.17021 0.16047 -0.0629 0.7113 0.4662
-11.500 0.2199 0.16408 0.15437 -0.0665 0.7065 0.4681
-11.250 0.2465 0.16099 0.15128 -0.0687 0.7022 0.4711
-11.000 0.2657 0.15934 0.14961 -0.0700 0.6985 0.4751
-10.750 0.2778 0.15873 0.14895 -0.0707 0.6952 0.4806
-10.500 0.2477 0.16576 0.15592 -0.0686 0.6940 0.4872
-10.250 0.2718 0.16132 0.15145 -0.0700 0.6908 0.4888
-10.000 0.3056 0.15756 0.14779 -0.0745 0.6875 0.4912
-9.750 0.3300 0.15601 0.14631 -0.0776 0.6848 0.4947
-9.500 0.3472 0.15562 0.14598 -0.0800 0.6822 0.4996
-9.250 0.3510 0.15708 0.14747 -0.0810 0.6799 0.5065
-9.000 0.3200 0.16329 0.15368 -0.0789 0.6791 0.5108
-8.750 0.3521 0.15896 0.14940 -0.0822 0.6756 0.5125
-8.500 0.3748 0.15721 0.14771 -0.0843 0.6730 0.5152
-8.250 0.3894 0.15730 0.14784 -0.0857 0.6716 0.5191
-8.000 0.3944 0.15877 0.14936 -0.0863 0.6707 0.5243
-7.750 0.3780 0.16312 0.15377 -0.0848 0.6708 0.5311
-7.500 0.2851 0.17776 0.16856 -0.0754 0.6759 0.5346
-7.250 0.2555 0.18106 0.17201 -0.0708 0.6824 0.5354
-7.000 0.2622 0.18067 0.17166 -0.0703 0.6868 0.5371
-6.750 0.2825 0.18007 0.17107 -0.0717 0.6890 0.5401
-6.500 0.3055 0.17996 0.17096 -0.0739 0.6904 0.5447
-5.500 -0.0595 0.20729 0.19906 -0.0209 0.8204 0.5530
-5.250 -0.1044 0.21371 0.20540 -0.0156 0.8160 0.5604
-5.000 -0.0480 0.21066 0.20234 -0.0228 0.8111 0.5625
-4.750 -0.0615 0.20694 0.19865 -0.0178 0.7961 0.5646
-4.500 -0.0360 0.20596 0.19766 -0.0199 0.7873 0.5686
-4.250 -0.0082 0.20728 0.19895 -0.0230 0.7826 0.5753
-3.750 -0.0815 0.21046 0.20208 -0.0105 0.7647 0.5874
-3.500 -0.0418 0.20712 0.19875 -0.0145 0.7569 0.5896
-3.250 -0.0002 0.20716 0.19878 -0.0192 0.7526 0.5935
-2.750 -0.0175 0.20501 0.19664 -0.0128 0.7327 0.6037
-2.500 -0.0754 0.21174 0.20329 -0.0042 0.7290 0.6142
-2.250 -0.0198 0.20848 0.20003 -0.0109 0.7237 0.6163
-2.000 0.0337 0.20999 0.20153 -0.0175 0.7210 0.6200
-1.750 -0.0174 0.20459 0.19619 -0.0075 0.7063 0.6223
-1.500 -0.0014 0.20456 0.19615 -0.0081 0.6994 0.6285
-1.000 -0.0051 0.20970 0.20122 -0.0055 0.6930 0.6442
-0.750 -0.0145 0.20688 0.19843 -0.0026 0.6861 0.6464
-0.500 -0.0109 0.20441 0.19599 -0.0013 0.6746 0.6498
-0.250 0.0086 0.20447 0.19605 -0.0024 0.6690 0.6557
0.250 0.0055 0.20990 0.20140 0.0009 0.6634 0.6732
0.750 -0.0030 0.20435 0.19593 0.0047 0.6463 0.6793
1.000 0.0148 0.20444 0.19603 0.0039 0.6406 0.6857
1.250 -0.0417 0.21063 0.20215 0.0143 0.6385 0.7007
1.500 0.0159 0.20886 0.20039 0.0071 0.6350 0.7032
1.750 0.0734 0.21210 0.20363 0.0002 0.6330 0.7082
2.000 0.0094 0.20449 0.19610 0.0100 0.6209 0.7111
2.250 0.0174 0.20480 0.19642 0.0106 0.6146 0.7199
2.500 -0.0158 0.20784 0.19941 0.0177 0.6115 0.7314
2.750 0.0304 0.20719 0.19878 0.0123 0.6078 0.7348
3.000 0.0760 0.21031 0.20190 0.0072 0.6056 0.7415
3.250 0.0316 0.20614 0.19778 0.0139 0.5992 0.7477
3.500 -0.0137 0.20788 0.19951 0.0228 0.5931 0.7607
3.750 0.0178 0.20570 0.19736 0.0191 0.5864 0.7642
4.000 0.0498 0.20611 0.19778 0.0160 0.5821 0.7703
4.250 0.0153 0.21199 0.20362 0.0246 0.5805 0.7887
4.500 0.0782 0.21302 0.20467 0.0162 0.5782 0.7921
4.750 0.0388 0.20668 0.19840 0.0210 0.5710 0.7952
5.000 0.0501 0.20578 0.19754 0.0202 0.5633 0.8027
5.250 0.0282 0.20870 0.20044 0.0264 0.5596 0.8188
5.500 0.0698 0.20799 0.19976 0.0211 0.5554 0.8233
5.750 0.1089 0.21098 0.20275 0.0169 0.5529 0.8319
6.000 0.1143 0.21710 0.20885 0.0190 0.5517 0.8475
6.250 0.0665 0.20815 0.20000 0.0239 0.5428 0.8503
6.500 0.0874 0.20755 0.19944 0.0213 0.5360 0.8578
6.750 0.0825 0.21048 0.20237 0.0247 0.5324 0.8744
7.000 0.1286 0.21128 0.20319 0.0186 0.5288 0.8803
7.250 0.1423 0.21872 0.21061 0.0197 0.5272 0.8990
7.500 0.1108 0.21097 0.20296 0.0216 0.5191 0.9017
7.750 0.1324 0.20992 0.20194 0.0184 0.5112 0.9080
8.000 0.1430 0.21364 0.20567 0.0192 0.5069 0.9243
8.250 0.1993 0.21653 0.20856 0.0116 0.5036 0.9312
8.500 0.1712 0.21280 0.20491 0.0133 0.4972 0.9403
8.750 0.1768 0.21309 0.20525 0.0127 0.4897 0.9503
9.000 0.2070 0.21379 0.20596 0.0086 0.4844 0.9576
9.250 0.2317 0.21896 0.21113 0.0067 0.4817 0.9690
9.500 0.2363 0.21822 0.21042 0.0045 0.4788 0.9725
9.750 0.2245 0.21507 0.20733 0.0043 0.4698 0.9762
10.000 0.2326 0.21561 0.20787 0.0040 0.4646 0.9777
10.250 -0.2860 0.15934 0.14970 0.0742 0.4828 0.6906
10.500 -0.2428 0.16590 0.15619 0.0694 0.4805 0.6945
10.750 -0.2757 0.15918 0.14948 0.0709 0.4734 0.6953
11.000 -0.2587 0.15996 0.15021 0.0683 0.4667 0.6986
11.250 -0.2341 0.16227 0.15252 0.0662 0.4623 0.7022
11.500 -0.2010 0.16765 0.15796 0.0644 0.4597 0.7066
11.750 -0.2176 0.16458 0.15492 0.0648 0.4553 0.7088
12.000 -0.2096 0.16470 0.15507 0.0639 0.4482 0.7124
12.250 -0.1895 0.16662 0.15700 0.0621 0.4437 0.7169
12.500 -0.1612 0.17020 0.16056 0.0594 0.4407 0.7219
12.750 -0.1220 0.17716 0.16745 0.0551 0.4391 0.7277
13.000 -0.1452 0.17159 0.16189 0.0550 0.4350 0.7298
13.250 -0.1377 0.17194 0.16231 0.0546 0.4297 0.7339
13.500 -0.1219 0.17361 0.16404 0.0537 0.4256 0.7393
13.750 -0.0992 0.17650 0.16696 0.0521 0.4226 0.7459
14.000 -0.0675 0.18191 0.17236 0.0493 0.4207 0.7539
14.250 -0.0654 0.18150 0.17191 0.0473 0.4190 0.7592
14.500 -0.0677 0.18005 0.17056 0.0471 0.4149 0.7640
14.750 -0.0562 0.18117 0.17174 0.0462 0.4110 0.7707
15.000 -0.0394 0.18302 0.17363 0.0446 0.4078 0.7791
15.250 -0.0174 0.18576 0.17636 0.0422 0.4053 0.7890
15.500 0.0034 0.18955 0.18027 0.0417 0.4035 0.7994
15.750 0.0256 0.19434 0.18509 0.0400 0.4024 0.8126
16.000 0.0142 0.19048 0.18132 0.0396 0.3999 0.8212
16.250 0.0197 0.19074 0.18170 0.0394 0.3958 0.8346
16.500 0.0318 0.19215 0.18323 0.0387 0.3925 0.8516
16.750 0.0458 0.19403 0.18525 0.0384 0.3899 0.8740
17.000 0.0640 0.19673 0.18816 0.0379 0.3878 0.9038
17.250 0.1041 0.20262 0.19422 0.0325 0.3863 0.9512
17.500 0.1214 0.20013 0.19174 0.0246 0.3845 1.0000
17.750 0.1357 0.19969 0.19109 0.0186 0.3804 1.0000
18.000 0.1558 0.20162 0.19282 0.0143 0.3767 1.0000
18.250 0.1770 0.20428 0.19533 0.0111 0.3737 1.0000
18.500 0.2017 0.20851 0.19942 0.0083 0.3715 1.0000
18.750 0.2234 0.21349 0.20428 0.0058 0.3700 1.0000
19.000 0.2179 0.21011 0.20085 0.0040 0.3665 1.0000
19.250 0.2308 0.21149 0.20217 0.0020 0.3617 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 864 STRUT AIRFOIL (e864-il)