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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 864 STRUT AIRFOIL (e864-il)