ESA40 (esa40-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: ESA40 (esa40-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 25.83 at α=6° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-esa40-il-100000.txt Download as CSV file: xf-esa40-il-100000.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 = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.5439 0.10196 0.09836 0.0337 1.0000 0.1004
-8.500 -0.5676 0.09603 0.09247 0.0275 1.0000 0.1018
-8.000 -0.6914 0.09302 0.08926 0.0366 1.0000 0.0934
-7.750 -0.6947 0.08878 0.08501 0.0349 1.0000 0.0962
-7.500 -0.7036 0.08411 0.08022 0.0314 1.0000 0.1003
-7.250 -0.7232 0.07990 0.07555 0.0281 1.0000 0.1037
-7.000 -0.6984 0.07471 0.07069 0.0290 1.0000 0.1071
-6.750 -0.6888 0.07123 0.06711 0.0284 1.0000 0.1141
-6.500 -0.6835 0.06668 0.06239 0.0273 1.0000 0.1211
-6.250 -0.6770 0.06480 0.06002 0.0267 1.0000 0.1339
-6.000 -0.6539 0.05956 0.05516 0.0268 1.0000 0.1406
-5.750 -0.6394 0.05598 0.05146 0.0263 1.0000 0.1546
-5.500 -0.6225 0.05260 0.04800 0.0260 1.0000 0.1707
-5.250 -0.6036 0.04939 0.04474 0.0257 1.0000 0.1893
-5.000 -0.5861 0.04625 0.04154 0.0255 1.0000 0.2174
-4.500 -0.5454 0.04032 0.03570 0.0257 1.0000 0.2811
-4.250 -0.4722 0.03321 0.02603 0.0237 1.0000 0.0914
-4.000 -0.4349 0.02958 0.02185 0.0237 1.0000 0.0690
-3.750 -0.3992 0.02742 0.01908 0.0236 1.0000 0.0608
-3.500 -0.3602 0.02485 0.01635 0.0216 0.9697 0.0586
-3.250 -0.3211 0.02320 0.01447 0.0204 0.9431 0.0583
-3.000 -0.2957 0.02256 0.01362 0.0221 0.9176 0.0604
-2.750 -0.2760 0.02224 0.01313 0.0250 0.8945 0.0617
-2.500 -0.2567 0.02125 0.01222 0.0277 0.8725 0.0632
-2.250 -0.2381 0.02064 0.01167 0.0303 0.8519 0.0657
-2.000 -0.2185 0.02014 0.01116 0.0328 0.8319 0.0699
-1.750 -0.1982 0.01955 0.01053 0.0351 0.8132 0.0785
-1.500 -0.0727 0.01763 0.01197 0.0257 0.7886 0.9987
-1.250 -0.0522 0.01725 0.01134 0.0270 0.7696 1.0000
-1.000 -0.0336 0.01686 0.01072 0.0289 0.7505 1.0000
-0.750 -0.0128 0.01649 0.01015 0.0303 0.7284 1.0000
-0.500 0.0075 0.01614 0.00959 0.0321 0.7071 1.0000
-0.250 0.0287 0.01582 0.00906 0.0338 0.6839 1.0000
0.000 0.0504 0.01554 0.00856 0.0354 0.6582 1.0000
0.250 0.0732 0.01534 0.00813 0.0368 0.6292 1.0000
0.500 0.0964 0.01522 0.00775 0.0381 0.5973 1.0000
0.750 0.1202 0.01518 0.00744 0.0392 0.5622 1.0000
1.000 0.1449 0.01524 0.00719 0.0401 0.5250 1.0000
1.250 0.1705 0.01537 0.00704 0.0407 0.4853 1.0000
1.500 0.1962 0.01559 0.00695 0.0411 0.4501 1.0000
1.750 0.2224 0.01589 0.00698 0.0414 0.4198 1.0000
2.000 0.2484 0.01624 0.00706 0.0417 0.3956 1.0000
2.250 0.2747 0.01658 0.00723 0.0419 0.3742 1.0000
2.500 0.3007 0.01695 0.00742 0.0422 0.3568 1.0000
2.750 0.3266 0.01735 0.00769 0.0425 0.3425 1.0000
3.000 0.3523 0.01778 0.00798 0.0428 0.3302 1.0000
3.250 0.3776 0.01822 0.00824 0.0432 0.3193 1.0000
3.500 0.4036 0.01865 0.00868 0.0434 0.3081 1.0000
3.750 0.4290 0.01918 0.00912 0.0437 0.2995 1.0000
4.000 0.4545 0.01969 0.00960 0.0440 0.2913 1.0000
4.250 0.4798 0.02031 0.01017 0.0444 0.2842 1.0000
4.500 0.5054 0.02086 0.01076 0.0446 0.2764 1.0000
4.750 0.5300 0.02155 0.01132 0.0450 0.2703 1.0000
5.000 0.5560 0.02222 0.01215 0.0450 0.2634 1.0000
5.250 0.5810 0.02291 0.01279 0.0454 0.2583 1.0000
5.500 0.6062 0.02384 0.01381 0.0455 0.2533 1.0000
5.750 0.6318 0.02468 0.01480 0.0455 0.2474 1.0000
6.000 0.6564 0.02541 0.01549 0.0458 0.2424 1.0000
6.250 0.6814 0.02655 0.01674 0.0457 0.2379 1.0000
6.500 0.7068 0.02777 0.01825 0.0454 0.2332 1.0000
6.750 0.7316 0.02880 0.01934 0.0455 0.2290 1.0000
7.000 0.7558 0.02984 0.02031 0.0457 0.2253 1.0000
7.250 0.7800 0.03163 0.02254 0.0448 0.2204 1.0000
7.500 0.8036 0.03322 0.02438 0.0443 0.2159 1.0000
7.750 0.8273 0.03448 0.02571 0.0443 0.2126 1.0000
8.000 0.8509 0.03581 0.02696 0.0446 0.2095 1.0000
8.250 0.8681 0.03913 0.03094 0.0427 0.2048 1.0000
8.500 0.8853 0.04183 0.03398 0.0416 0.2003 1.0000
8.750 0.9063 0.04331 0.03553 0.0416 0.1971 1.0000
9.000 0.9324 0.04392 0.03593 0.0426 0.1940 1.0000
9.250 0.9186 0.05198 0.04490 0.0381 0.1899 1.0000
9.500 0.8013 0.07678 0.07022 0.0198 0.1926 1.0000
9.750 0.7822 0.08570 0.07914 0.0153 0.1935 1.0000
10.000 0.9289 0.06292 0.05631 0.0343 0.1799 1.0000
10.250 0.8890 0.07314 0.06668 0.0282 0.1790 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to ESA40 (esa40-il)