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

Polar data table (+)

Polar graphs


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