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=5


Details Polar file
Airfoil: EPPLER 864 STRUT AIRFOIL (e864-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 3.74 at α=-2.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-e864-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-e864-il-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -19.000  -0.2886   0.19354   0.18382  -0.0102   1.0000   0.2446
 -18.750  -0.2782   0.19150   0.18184  -0.0123   1.0000   0.2480
 -18.500  -0.2763   0.18901   0.17941  -0.0147   1.0000   0.2517
 -18.250  -0.2533   0.18750   0.17802  -0.0167   1.0000   0.2538
 -18.000  -0.2302   0.18809   0.17850  -0.0198   0.8703   0.2569
 -17.750  -0.2220   0.18674   0.17689  -0.0202   0.8164   0.2602
 -17.500  -0.2249   0.18455   0.17445  -0.0207   0.7874   0.2639
 -17.250  -0.2091   0.18331   0.17301  -0.0207   0.7606   0.2661
 -17.000  -0.1934   0.18201   0.17154  -0.0211   0.7408   0.2688
 -16.750  -0.1822   0.18037   0.16973  -0.0219   0.7255   0.2719
 -16.500  -0.1770   0.17827   0.16748  -0.0231   0.7140   0.2754
 -16.250  -0.1678   0.17637   0.16549  -0.0242   0.7024   0.2785
 -16.000  -0.1495   0.17507   0.16403  -0.0249   0.6917   0.2810
 -15.750  -0.1345   0.17346   0.16235  -0.0262   0.6818   0.2842
 -15.500  -0.1262   0.17149   0.16031  -0.0275   0.6735   0.2876
 -15.250  -0.1225   0.16938   0.15808  -0.0286   0.6669   0.2912
 -15.000  -0.1015   0.16808   0.15667  -0.0295   0.6596   0.2936
 -14.750  -0.0843   0.16655   0.15514  -0.0309   0.6524   0.2966
 -14.500  -0.0736   0.16473   0.15327  -0.0322   0.6463   0.3001
 -14.250  -0.0747   0.16246   0.15092  -0.0335   0.6418   0.3041
 -14.000  -0.0517   0.16117   0.14955  -0.0344   0.6360   0.3063
 -13.750  -0.0335   0.15978   0.14809  -0.0354   0.6309   0.3092
 -13.500  -0.0204   0.15809   0.14641  -0.0368   0.6257   0.3127
 -13.250  -0.0173   0.15600   0.14428  -0.0381   0.6213   0.3165
 -13.000  -0.0010   0.15443   0.14270  -0.0392   0.6163   0.3193
 -12.750   0.0189   0.15311   0.14132  -0.0402   0.6117   0.3221
 -12.500   0.0328   0.15160   0.13974  -0.0411   0.6079   0.3254
 -12.250   0.0388   0.14981   0.13785  -0.0419   0.6051   0.3291
 -12.000   0.0472   0.14802   0.13606  -0.0431   0.6018   0.3324
 -11.750   0.0700   0.14677   0.13486  -0.0444   0.5976   0.3350
 -11.500   0.0870   0.14541   0.13352  -0.0456   0.5938   0.3382
 -11.250   0.0966   0.14380   0.13188  -0.0465   0.5904   0.3419
 -11.000   0.0953   0.14186   0.12990  -0.0473   0.5877   0.3458
 -10.750   0.1194   0.14067   0.12867  -0.0482   0.5841   0.3481
 -10.500   0.1382   0.13943   0.12737  -0.0490   0.5810   0.3510
 -10.250   0.1507   0.13803   0.12588  -0.0496   0.5785   0.3546
 -10.000   0.1541   0.13634   0.12415  -0.0504   0.5762   0.3583
  -9.750   0.1658   0.13488   0.12275  -0.0515   0.5732   0.3615
  -9.500   0.1889   0.13383   0.12176  -0.0528   0.5700   0.3641
  -9.250   0.2059   0.13269   0.12064  -0.0538   0.5671   0.3673
  -9.000   0.2158   0.13133   0.11928  -0.0546   0.5645   0.3709
  -8.500   0.2338   0.12851   0.11642  -0.0557   0.5596   0.3774
  -8.250   0.2547   0.12748   0.11536  -0.0565   0.5570   0.3801
  -8.000   0.2695   0.12632   0.11415  -0.0569   0.5548   0.3833
  -7.750   0.2776   0.12496   0.11272  -0.0572   0.5529   0.3867
  -7.500   0.2658   0.12327   0.11093  -0.0568   0.5517   0.3913
  -7.250   0.2940   0.12262   0.11040  -0.0583   0.5486   0.3933
  -7.000   0.3156   0.12201   0.10990  -0.0594   0.5458   0.3959
  -6.750   0.3309   0.12128   0.10923  -0.0603   0.5433   0.3989
  -6.500   0.3403   0.12035   0.10834  -0.0608   0.5409   0.4018
  -6.250   0.3416   0.11926   0.10724  -0.0608   0.5387   0.4053
  -6.000   0.3422   0.11820   0.10619  -0.0606   0.5366   0.4093
  -5.750   0.3657   0.11756   0.10556  -0.0613   0.5341   0.4114
  -5.500   0.3833   0.11678   0.10478  -0.0616   0.5319   0.4139
  -5.250   0.3956   0.11583   0.10379  -0.0617   0.5300   0.4164
  -5.000   0.4039   0.11484   0.10277  -0.0616   0.5284   0.4194
  -4.750   0.4012   0.11375   0.10162  -0.0608   0.5272   0.4235
  -4.500   0.3959   0.11308   0.10097  -0.0601   0.5256   0.4271
  -4.250   0.4109   0.11395   0.10207  -0.0607   0.5222   0.4287
  -4.000   0.4204   0.11469   0.10295  -0.0607   0.5188   0.4305
  -3.750   0.4276   0.11527   0.10364  -0.0603   0.5156   0.4328
  -3.500   0.4314   0.11561   0.10403  -0.0595   0.5129   0.4356
  -3.250   0.4294   0.11567   0.10412  -0.0582   0.5106   0.4387
  -3.000   0.4182   0.11546   0.10391  -0.0563   0.5088   0.4418
  -2.750   0.3857   0.11457   0.10299  -0.0530   0.5073   0.4456
  -2.500   0.4077   0.11460   0.10303  -0.0529   0.5054   0.4473
  -2.250   0.4276   0.11434   0.10276  -0.0526   0.5038   0.4493
  -2.000   0.2236   0.13266   0.12179  -0.0322   0.4903   0.4481
  -1.750   0.1974   0.13523   0.12442  -0.0276   0.4866   0.4496
  -1.500   0.1953   0.13568   0.12488  -0.0254   0.4843   0.4517
  -1.250   0.1959   0.13528   0.12446  -0.0236   0.4826   0.4540
  -1.000   0.1946   0.13431   0.12344  -0.0218   0.4812   0.4566
  -0.750   0.0764   0.14274   0.13209  -0.0105   0.4738   0.4570
  -0.500   0.0334   0.14354   0.13290  -0.0057   0.4702   0.4600
  -0.250  -0.0500   0.13958   0.12882   0.0019   0.4684   0.4662
   0.250  -0.0413   0.14078   0.13006   0.0047   0.4637   0.4688
   0.500  -0.0350   0.14083   0.13012   0.0060   0.4620   0.4706
   0.750  -0.0281   0.14040   0.12968   0.0073   0.4605   0.4730
   1.000  -0.0260   0.13929   0.12853   0.0090   0.4593   0.4761
   1.250  -0.1087   0.14094   0.13025   0.0166   0.4539   0.4787
   1.500  -0.2856   0.12651   0.11543   0.0347   0.4553   0.4896
   1.750  -0.3081   0.12709   0.11605   0.0383   0.4521   0.4913
   2.000  -0.3260   0.12677   0.11574   0.0416   0.4499   0.4935
   2.250  -0.3517   0.12484   0.11376   0.0458   0.4479   0.4967
   2.500  -0.3902   0.12074   0.10949   0.0509   0.4462   0.5011
   2.750  -0.4395   0.11429   0.10266   0.0564   0.4449   0.5081
   3.000  -0.4423   0.11231   0.10051   0.0579   0.4429   0.5114
   3.250  -0.4222   0.11269   0.10090   0.0579   0.4409   0.5130
   3.500  -0.4000   0.11293   0.10114   0.0578   0.4393   0.5147
   3.750  -0.4203   0.11403   0.10226   0.0598   0.4359   0.5161
   4.000  -0.4270   0.11467   0.10292   0.0611   0.4324   0.5179
   4.250  -0.4233   0.11510   0.10334   0.0617   0.4292   0.5200
   4.500  -0.4148   0.11541   0.10363   0.0619   0.4267   0.5225
   4.750  -0.4042   0.11563   0.10379   0.0619   0.4247   0.5253
   5.000  -0.3888   0.11564   0.10370   0.0614   0.4227   0.5282
   5.250  -0.3672   0.11550   0.10341   0.0604   0.4209   0.5313
   5.500  -0.3755   0.11612   0.10394   0.0608   0.4168   0.5333
   5.750  -0.3738   0.11695   0.10475   0.0609   0.4134   0.5351
   6.000  -0.3649   0.11812   0.10598   0.0608   0.4110   0.5367
   6.250  -0.3517   0.11916   0.10707   0.0606   0.4083   0.5385
   6.500  -0.3330   0.12006   0.10800   0.0602   0.4057   0.5407
   6.750  -0.3081   0.12089   0.10883   0.0594   0.4035   0.5432
   7.000  -0.3077   0.12214   0.11010   0.0595   0.3997   0.5452
   7.250  -0.3043   0.12346   0.11143   0.0592   0.3969   0.5474
   7.500  -0.2945   0.12455   0.11252   0.0586   0.3937   0.5498
   7.750  -0.2785   0.12545   0.11338   0.0578   0.3906   0.5523
   8.000  -0.2559   0.12625   0.11411   0.0566   0.3879   0.5552
   8.250  -0.2342   0.12723   0.11497   0.0553   0.3853   0.5582
   8.500  -0.2388   0.12880   0.11656   0.0549   0.3814   0.5602
   8.750  -0.2295   0.13012   0.11797   0.0546   0.3775   0.5621
   9.000  -0.2123   0.13126   0.11918   0.0540   0.3741   0.5645
   9.250  -0.1885   0.13234   0.12030   0.0532   0.3714   0.5673
   9.500  -0.1844   0.13386   0.12186   0.0527   0.3670   0.5697
   9.750  -0.1758   0.13518   0.12321   0.0521   0.3620   0.5723
  10.000  -0.1538   0.13608   0.12410   0.0510   0.3578   0.5756
  10.250  -0.1387   0.13713   0.12512   0.0501   0.3525   0.5786
  10.500  -0.1278   0.13823   0.12620   0.0492   0.3460   0.5816
  10.750  -0.1010   0.13895   0.12683   0.0478   0.3421   0.5855
  11.000  -0.0965   0.14036   0.12831   0.0472   0.3353   0.5879
  11.250  -0.0802   0.14143   0.12946   0.0465   0.3305   0.5909
  11.500  -0.0556   0.14230   0.13037   0.0457   0.3275   0.5947
  11.750  -0.0552   0.14421   0.13235   0.0450   0.3210   0.5977
  12.000  -0.0397   0.14556   0.13372   0.0440   0.3169   0.6017
  12.250  -0.0167   0.14660   0.13474   0.0429   0.3141   0.6064
  12.500  -0.0131   0.14864   0.13677   0.0417   0.3084   0.6099
  12.750   0.0007   0.15018   0.13830   0.0404   0.3040   0.6140
  13.000   0.0217   0.15123   0.13943   0.0396   0.3010   0.6178
  13.250   0.0295   0.15313   0.14139   0.0386   0.2965   0.6216
  13.500   0.0371   0.15519   0.14351   0.0375   0.2922   0.6258
  13.750   0.0524   0.15684   0.14519   0.0363   0.2894   0.6313
  14.000   0.0720   0.15828   0.14663   0.0350   0.2873   0.6375
  14.250   0.0834   0.16033   0.14869   0.0336   0.2848   0.6430
  14.500   0.0849   0.16292   0.15140   0.0324   0.2813   0.6473
  14.750   0.0954   0.16489   0.15346   0.0313   0.2785   0.6532
  15.000   0.1105   0.16656   0.15518   0.0301   0.2761   0.6603
  15.250   0.1297   0.16803   0.15665   0.0288   0.2741   0.6685
  15.500   0.1431   0.16984   0.15856   0.0277   0.2721   0.6755
  15.750   0.1451   0.17252   0.16136   0.0264   0.2701   0.6823
  16.000   0.1525   0.17490   0.16384   0.0250   0.2687   0.6909
  16.250   0.1620   0.17721   0.16622   0.0235   0.2675   0.7010
  16.500   0.1706   0.17936   0.16855   0.0225   0.2666   0.7112
  16.750   0.1809   0.18143   0.17073   0.0213   0.2654   0.7245
  17.000   0.1920   0.18328   0.17275   0.0205   0.2640   0.7395
  17.250   0.2048   0.18498   0.17460   0.0197   0.2625   0.7590
  17.500   0.2170   0.18653   0.17638   0.0196   0.2613   0.7836
  18.000   0.2392   0.18969   0.18004   0.0193   0.2600   0.8745
  18.250   0.2534   0.19009   0.18056   0.0158   0.2596   1.0000
  18.500   0.2608   0.19250   0.18290   0.0134   0.2586   1.0000
  18.750   0.2690   0.19474   0.18508   0.0111   0.2569   1.0000
<< Back to EPPLER 864 STRUT AIRFOIL (e864-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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