ESA40 (esa40-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: ESA40 (esa40-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 32.67 at α=8° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-esa40-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-esa40-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.5338 0.11167 0.10788 0.0376 1.0000 0.0551
-9.250 -0.5362 0.10723 0.10347 0.0359 1.0000 0.0561
-9.000 -0.6904 0.10662 0.10265 0.0422 1.0000 0.0520
-8.750 -0.6872 0.10224 0.09829 0.0407 1.0000 0.0527
-8.500 -0.6892 0.09696 0.09305 0.0369 1.0000 0.0533
-7.500 -0.7033 0.07847 0.07437 0.0290 1.0000 0.0560
-7.000 -0.7029 0.06157 0.05649 0.0276 1.0000 0.0274
-6.750 -0.6909 0.05764 0.05236 0.0278 1.0000 0.0272
-6.500 -0.6770 0.05360 0.04806 0.0281 1.0000 0.0271
-6.250 -0.6607 0.04975 0.04390 0.0285 1.0000 0.0271
-6.000 -0.6416 0.04614 0.03999 0.0287 0.9674 0.0269
-5.750 -0.6214 0.04292 0.03642 0.0293 0.9204 0.0263
-5.500 -0.6025 0.03997 0.03307 0.0307 0.9042 0.0255
-5.250 -0.5828 0.03716 0.02979 0.0324 0.8914 0.0248
-5.000 -0.5615 0.03453 0.02667 0.0342 0.8799 0.0242
-4.750 -0.5382 0.03221 0.02390 0.0357 0.8688 0.0237
-4.500 -0.5132 0.03020 0.02149 0.0369 0.8579 0.0235
-4.250 -0.4872 0.02847 0.01945 0.0379 0.8468 0.0235
-4.000 -0.4605 0.02693 0.01769 0.0387 0.8357 0.0237
-3.750 -0.4337 0.02556 0.01616 0.0394 0.8245 0.0241
-3.500 -0.4074 0.02434 0.01482 0.0403 0.8135 0.0246
-3.250 -0.3810 0.02330 0.01369 0.0411 0.8014 0.0260
-3.000 -0.3547 0.02239 0.01265 0.0420 0.7886 0.0279
-2.750 -0.3307 0.02132 0.01163 0.0431 0.7749 0.0295
-2.500 -0.3070 0.02043 0.01070 0.0444 0.7595 0.0308
-2.250 -0.2830 0.01966 0.00983 0.0458 0.7428 0.0323
-2.000 -0.2585 0.01898 0.00902 0.0470 0.7254 0.0343
-1.750 -0.2336 0.01836 0.00834 0.0481 0.7077 0.0392
-1.500 -0.2081 0.01779 0.00770 0.0491 0.6897 0.0468
-1.250 -0.1826 0.01711 0.00707 0.0501 0.6710 0.0746
-1.000 -0.1607 0.01394 0.00737 0.0536 0.6520 0.8731
-0.750 -0.0587 0.01519 0.00820 0.0423 0.6137 0.9899
-0.500 -0.0181 0.01515 0.00784 0.0398 0.5845 0.9977
-0.250 0.0114 0.01506 0.00747 0.0394 0.5565 1.0000
0.000 0.0370 0.01498 0.00713 0.0398 0.5273 1.0000
0.250 0.0629 0.01494 0.00684 0.0401 0.4970 1.0000
0.500 0.0890 0.01495 0.00659 0.0403 0.4658 1.0000
0.750 0.1151 0.01500 0.00639 0.0406 0.4352 1.0000
1.000 0.1412 0.01510 0.00625 0.0408 0.4063 1.0000
1.250 0.1676 0.01523 0.00614 0.0409 0.3795 1.0000
1.500 0.1939 0.01539 0.00609 0.0410 0.3545 1.0000
1.750 0.2202 0.01557 0.00607 0.0412 0.3334 1.0000
2.000 0.2465 0.01576 0.00610 0.0413 0.3152 1.0000
2.250 0.2726 0.01597 0.00616 0.0415 0.2997 1.0000
2.500 0.2987 0.01621 0.00624 0.0416 0.2863 1.0000
2.750 0.3246 0.01645 0.00637 0.0418 0.2742 1.0000
3.000 0.3505 0.01670 0.00653 0.0421 0.2642 1.0000
3.500 0.4018 0.01728 0.00693 0.0426 0.2475 1.0000
3.750 0.4271 0.01762 0.00715 0.0428 0.2405 1.0000
4.000 0.4527 0.01792 0.00744 0.0431 0.2331 1.0000
4.250 0.4780 0.01827 0.00772 0.0434 0.2271 1.0000
4.500 0.5032 0.01866 0.00807 0.0437 0.2220 1.0000
4.750 0.5285 0.01903 0.00846 0.0440 0.2163 1.0000
5.000 0.5536 0.01943 0.00880 0.0443 0.2114 1.0000
5.250 0.5787 0.01988 0.00922 0.0446 0.2066 1.0000
5.500 0.6040 0.02031 0.00972 0.0448 0.2015 1.0000
5.750 0.6290 0.02077 0.01016 0.0451 0.1975 1.0000
6.000 0.6536 0.02130 0.01061 0.0454 0.1942 1.0000
6.250 0.6790 0.02183 0.01128 0.0456 0.1901 1.0000
6.500 0.7042 0.02236 0.01189 0.0458 0.1858 1.0000
6.750 0.7292 0.02288 0.01241 0.0459 0.1820 1.0000
7.000 0.7540 0.02348 0.01294 0.0462 0.1790 1.0000
7.250 0.7793 0.02418 0.01384 0.0462 0.1756 1.0000
7.500 0.8045 0.02489 0.01470 0.0462 0.1721 1.0000
7.750 0.8295 0.02554 0.01542 0.0462 0.1687 1.0000
8.000 0.8543 0.02615 0.01604 0.0463 0.1657 1.0000
8.250 0.8790 0.02694 0.01691 0.0462 0.1627 1.0000
8.500 0.9034 0.02790 0.01812 0.0460 0.1593 1.0000
8.750 0.9275 0.02879 0.01920 0.0459 0.1561 1.0000
9.000 0.9516 0.02953 0.02002 0.0459 0.1531 1.0000
9.250 0.9758 0.03020 0.02066 0.0459 0.1504 1.0000
9.500 0.9982 0.03139 0.02213 0.0457 0.1472 1.0000
9.750 1.0197 0.03263 0.02367 0.0454 0.1435 1.0000
10.000 1.0418 0.03353 0.02471 0.0452 0.1402 1.0000
10.250 1.0648 0.03408 0.02527 0.0453 0.1372 1.0000
10.500 1.0848 0.03529 0.02667 0.0451 0.1341 1.0000
10.750 1.1009 0.03694 0.02870 0.0447 0.1300 1.0000
11.000 1.1195 0.03793 0.02984 0.0446 0.1265 1.0000
11.250 1.1405 0.03845 0.03036 0.0447 0.1237 1.0000
11.500 1.1534 0.04016 0.03232 0.0445 0.1205 1.0000
11.750 1.1585 0.04261 0.03515 0.0439 0.1169 1.0000
12.000 1.1666 0.04439 0.03712 0.0435 0.1140 1.0000
12.250 1.1800 0.04538 0.03814 0.0434 0.1115 1.0000
12.500 1.1884 0.04683 0.03962 0.0433 0.1093 1.0000
12.750 1.1591 0.05236 0.04552 0.0410 0.1077 1.0000
13.000 1.1089 0.06217 0.05568 0.0345 0.1065 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to ESA40 (esa40-il)