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