ESA40 (esa40-il) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: ESA40 (esa40-il) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 66.33 at α=11.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-esa40-il-500000.txt Download as CSV file: xf-esa40-il-500000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: ESA40
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.500 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.7316 0.08698 0.08478 0.0342 0.8815 0.0144
-8.500 -0.7454 0.08245 0.08015 0.0339 0.8754 0.0144
-8.250 -0.7541 0.07791 0.07547 0.0340 0.8699 0.0144
-8.000 -0.7628 0.07317 0.07068 0.0345 0.8647 0.0145
-7.750 -0.7631 0.06956 0.06698 0.0352 0.8588 0.0146
-7.500 -0.7598 0.06624 0.06356 0.0359 0.8533 0.0148
-7.250 -0.7538 0.06291 0.06012 0.0365 0.8474 0.0149
-7.000 -0.7458 0.05967 0.05675 0.0374 0.8425 0.0151
-6.750 -0.7351 0.05631 0.05326 0.0381 0.8368 0.0153
-6.500 -0.7231 0.05296 0.04974 0.0391 0.8317 0.0156
-6.250 -0.7089 0.04951 0.04610 0.0402 0.8268 0.0161
-6.000 -0.6928 0.04589 0.04226 0.0414 0.8210 0.0167
-5.750 -0.6732 0.04177 0.03732 0.0449 0.8165 0.0181
-5.500 -0.6589 0.03674 0.03220 0.0457 0.8113 0.0186
-5.250 -0.6382 0.03467 0.03007 0.0463 0.8048 0.0189
-5.000 -0.6168 0.03282 0.02807 0.0471 0.7995 0.0195
-4.750 -0.5934 0.03078 0.02584 0.0480 0.7920 0.0205
-4.500 -0.5701 0.02787 0.02232 0.0501 0.7848 0.0232
-4.250 -0.5458 0.02612 0.02055 0.0505 0.7735 0.0239
-4.000 -0.5204 0.02479 0.01907 0.0512 0.7623 0.0255
-3.750 -0.4947 0.02305 0.01699 0.0522 0.7526 0.0292
-3.500 -0.4678 0.02197 0.01585 0.0526 0.7409 0.0315
-3.250 -0.4411 0.02069 0.01440 0.0530 0.7294 0.0365
-3.000 -0.4067 0.01718 0.01009 0.0557 0.7191 0.0182
-2.750 -0.3788 0.01587 0.00870 0.0562 0.7051 0.0184
-2.500 -0.3519 0.01466 0.00749 0.0567 0.6897 0.0191
-2.250 -0.3239 0.01404 0.00675 0.0572 0.6733 0.0185
-1.750 -0.2692 0.01271 0.00528 0.0582 0.6362 0.0185
-1.500 -0.2419 0.01210 0.00463 0.0585 0.6160 0.0192
-1.250 -0.2138 0.01171 0.00417 0.0587 0.5960 0.0204
-1.000 -0.1852 0.01144 0.00379 0.0588 0.5745 0.0220
-0.750 -0.1566 0.01113 0.00340 0.0589 0.5506 0.0248
-0.500 -0.1276 0.01093 0.00311 0.0589 0.5253 0.0319
-0.250 -0.1076 0.00824 0.00262 0.0593 0.5024 0.6384
0.000 -0.0928 0.00742 0.00275 0.0631 0.4789 0.8972
0.250 -0.0736 0.00756 0.00284 0.0661 0.4521 0.9429
0.500 -0.0468 0.00783 0.00298 0.0674 0.4220 0.9701
0.750 0.0136 0.00849 0.00338 0.0610 0.3802 0.9843
1.000 0.0728 0.00898 0.00364 0.0545 0.3390 0.9896
1.250 0.1131 0.00927 0.00373 0.0518 0.3068 0.9937
1.500 0.1515 0.00947 0.00375 0.0495 0.2809 0.9954
1.750 0.1891 0.00965 0.00379 0.0474 0.2616 0.9970
2.000 0.2260 0.00982 0.00384 0.0454 0.2474 0.9988
2.250 0.2596 0.00997 0.00390 0.0441 0.2365 1.0000
2.500 0.2874 0.01006 0.00390 0.0440 0.2274 1.0000
2.750 0.3151 0.01013 0.00393 0.0440 0.2198 1.0000
3.000 0.3427 0.01023 0.00395 0.0439 0.2124 1.0000
3.250 0.3703 0.01034 0.00402 0.0439 0.2065 1.0000
3.500 0.3975 0.01042 0.00407 0.0440 0.2010 1.0000
3.750 0.4247 0.01059 0.00417 0.0440 0.1955 1.0000
4.000 0.4515 0.01070 0.00427 0.0441 0.1912 1.0000
4.250 0.4779 0.01079 0.00435 0.0443 0.1868 1.0000
4.500 0.5042 0.01094 0.00446 0.0445 0.1822 1.0000
4.750 0.5305 0.01117 0.00465 0.0447 0.1779 1.0000
5.000 0.5562 0.01126 0.00476 0.0450 0.1748 1.0000
5.250 0.5817 0.01139 0.00490 0.0454 0.1715 1.0000
5.500 0.6071 0.01158 0.00506 0.0457 0.1680 1.0000
5.750 0.6323 0.01195 0.00538 0.0460 0.1639 1.0000
6.000 0.6573 0.01204 0.00551 0.0465 0.1617 1.0000
6.250 0.6821 0.01218 0.00568 0.0470 0.1587 1.0000
6.500 0.7068 0.01236 0.00587 0.0474 0.1559 1.0000
6.750 0.7315 0.01261 0.00610 0.0479 0.1531 1.0000
7.000 0.7559 0.01309 0.00655 0.0482 0.1496 1.0000
7.250 0.7810 0.01324 0.00676 0.0486 0.1479 1.0000
7.500 0.8064 0.01343 0.00699 0.0489 0.1455 1.0000
7.750 0.8321 0.01364 0.00724 0.0491 0.1428 1.0000
8.000 0.8584 0.01391 0.00752 0.0492 0.1404 1.0000
8.250 0.8848 0.01433 0.00791 0.0491 0.1374 1.0000
8.500 0.9116 0.01468 0.00831 0.0489 0.1345 1.0000
8.750 0.9393 0.01479 0.00849 0.0487 0.1314 1.0000
9.000 0.9668 0.01500 0.00873 0.0485 0.1284 1.0000
9.250 0.9941 0.01532 0.00906 0.0482 0.1256 1.0000
9.500 1.0204 0.01592 0.00966 0.0478 0.1223 1.0000
9.750 1.0482 0.01611 0.00994 0.0475 0.1203 1.0000
10.000 1.0756 0.01638 0.01030 0.0472 0.1178 1.0000
10.250 1.1029 0.01667 0.01064 0.0469 0.1151 1.0000
10.500 1.1297 0.01708 0.01106 0.0465 0.1123 1.0000
10.750 1.1555 0.01768 0.01169 0.0461 0.1093 1.0000
11.000 1.1827 0.01795 0.01208 0.0458 0.1070 1.0000
11.250 1.2095 0.01826 0.01248 0.0454 0.1041 1.0000
11.500 1.2358 0.01863 0.01287 0.0450 0.1006 1.0000
11.750 1.2611 0.01918 0.01345 0.0446 0.0967 1.0000
12.000 1.2878 0.01943 0.01382 0.0442 0.0929 1.0000
12.250 1.3130 0.01993 0.01431 0.0437 0.0883 1.0000
12.500 1.3377 0.02050 0.01496 0.0433 0.0843 1.0000
12.750 1.3622 0.02104 0.01556 0.0430 0.0797 1.0000
13.000 1.3844 0.02189 0.01644 0.0425 0.0749 1.0000
13.250 1.4073 0.02259 0.01722 0.0421 0.0703 1.0000
13.500 1.4263 0.02377 0.01841 0.0416 0.0655 1.0000
13.750 1.4463 0.02471 0.01946 0.0411 0.0619 1.0000
14.000 1.4621 0.02620 0.02099 0.0403 0.0581 1.0000
14.250 1.4742 0.02802 0.02292 0.0391 0.0555 1.0000
14.500 1.4803 0.02994 0.02496 0.0385 0.0536 1.0000
14.750 1.4823 0.03237 0.02748 0.0378 0.0517 1.0000
15.000 1.4809 0.03548 0.03067 0.0363 0.0500 1.0000
15.250 1.4739 0.03955 0.03485 0.0342 0.0485 1.0000
15.500 1.4673 0.04377 0.03921 0.0318 0.0476 1.0000
15.750 1.4610 0.04808 0.04367 0.0294 0.0468 1.0000
16.000 1.4490 0.05329 0.04903 0.0265 0.0462 1.0000
16.250 1.4317 0.05938 0.05526 0.0231 0.0457 1.0000
16.500 1.4093 0.06626 0.06229 0.0194 0.0454 1.0000
16.750 1.3833 0.07372 0.06989 0.0156 0.0452 1.0000
17.000 1.3562 0.08151 0.07781 0.0116 0.0450 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to ESA40 (esa40-il)