ESA40 (esa40-il) Xfoil prediction polar at RE=1,000,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: ESA40 (esa40-il) Reynolds number: 1,000,000 Max Cl/Cd: 87.47 at α=11° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-esa40-il-1000000.txt Download as CSV file: xf-esa40-il-1000000.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 = 1.000 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.7563 0.08624 0.08444 0.0407 0.8299 0.0087
-8.500 -0.7749 0.08068 0.07882 0.0392 0.8257 0.0087
-8.250 -0.7841 0.07594 0.07400 0.0389 0.8215 0.0087
-8.000 -0.7874 0.07149 0.06944 0.0388 0.8179 0.0088
-7.750 -0.7870 0.06732 0.06515 0.0392 0.8146 0.0088
-7.500 -0.7828 0.06334 0.06107 0.0397 0.8105 0.0089
-7.250 -0.7760 0.05951 0.05712 0.0404 0.8061 0.0089
-7.000 -0.7668 0.05582 0.05328 0.0413 0.8021 0.0090
-6.750 -0.7554 0.05224 0.04953 0.0423 0.7980 0.0091
-6.500 -0.7420 0.04864 0.04578 0.0433 0.7930 0.0093
-6.250 -0.7269 0.04509 0.04204 0.0445 0.7879 0.0095
-6.000 -0.7103 0.04157 0.03830 0.0458 0.7832 0.0097
-5.750 -0.6919 0.03796 0.03446 0.0473 0.7774 0.0101
-5.500 -0.6685 0.03339 0.02936 0.0502 0.7718 0.0111
-5.250 -0.6477 0.03092 0.02651 0.0517 0.7648 0.0112
-5.000 -0.6309 0.02573 0.02092 0.0534 0.7557 0.0115
-4.750 -0.6066 0.02410 0.01918 0.0539 0.7435 0.0117
-4.500 -0.5814 0.02269 0.01763 0.0544 0.7323 0.0120
-4.250 -0.5554 0.02136 0.01615 0.0549 0.7209 0.0124
-4.000 -0.5286 0.01999 0.01459 0.0555 0.7085 0.0129
-3.750 -0.5001 0.01643 0.01051 0.0572 0.6965 0.0102
-3.500 -0.4722 0.01497 0.00885 0.0579 0.6814 0.0102
-3.250 -0.4443 0.01409 0.00782 0.0584 0.6639 0.0104
-3.000 -0.4163 0.01337 0.00699 0.0587 0.6465 0.0106
-2.750 -0.3884 0.01279 0.00630 0.0590 0.6283 0.0108
-2.500 -0.3604 0.01229 0.00570 0.0593 0.6091 0.0109
-2.250 -0.3320 0.01196 0.00528 0.0595 0.5902 0.0111
-2.000 -0.3048 0.01122 0.00448 0.0598 0.5724 0.0116
-1.750 -0.2766 0.01084 0.00404 0.0599 0.5516 0.0121
-1.500 -0.2480 0.01054 0.00366 0.0599 0.5279 0.0125
-1.250 -0.2191 0.01031 0.00334 0.0599 0.5039 0.0131
-0.750 -0.1609 0.00993 0.00277 0.0598 0.4519 0.0157
-0.500 -0.1316 0.00985 0.00259 0.0596 0.4244 0.0178
-0.250 -0.1022 0.00977 0.00240 0.0594 0.3969 0.0219
0.000 -0.0747 0.00886 0.00217 0.0592 0.3729 0.2518
0.250 -0.0509 0.00711 0.00195 0.0591 0.3499 0.7029
0.500 -0.0289 0.00658 0.00205 0.0608 0.3266 0.8908
0.750 -0.0038 0.00670 0.00212 0.0619 0.3017 0.9219
1.000 0.0210 0.00682 0.00217 0.0630 0.2794 0.9397
1.250 0.0436 0.00695 0.00223 0.0646 0.2617 0.9554
1.500 0.0671 0.00706 0.00227 0.0660 0.2481 0.9664
1.750 0.0934 0.00716 0.00230 0.0667 0.2362 0.9740
2.000 0.1231 0.00729 0.00234 0.0665 0.2247 0.9791
2.250 0.1522 0.00738 0.00238 0.0664 0.2167 0.9837
2.500 0.1851 0.00751 0.00243 0.0654 0.2077 0.9853
2.750 0.2186 0.00762 0.00249 0.0642 0.2006 0.9866
3.000 0.2521 0.00778 0.00258 0.0630 0.1933 0.9878
3.250 0.2856 0.00788 0.00266 0.0619 0.1887 0.9888
3.500 0.3192 0.00803 0.00275 0.0606 0.1830 0.9897
3.750 0.3525 0.00818 0.00286 0.0594 0.1777 0.9908
4.000 0.3856 0.00829 0.00295 0.0583 0.1737 0.9919
4.250 0.4178 0.00843 0.00305 0.0574 0.1690 0.9932
4.500 0.4497 0.00862 0.00320 0.0564 0.1638 0.9942
4.750 0.4826 0.00872 0.00330 0.0553 0.1615 0.9947
5.000 0.5154 0.00884 0.00341 0.0542 0.1582 0.9952
5.250 0.5483 0.00900 0.00353 0.0531 0.1546 0.9958
5.500 0.5808 0.00924 0.00374 0.0519 0.1496 0.9965
5.750 0.6128 0.00933 0.00385 0.0510 0.1477 0.9971
6.000 0.6447 0.00945 0.00398 0.0500 0.1452 0.9979
6.250 0.6767 0.00961 0.00413 0.0490 0.1424 0.9986
6.500 0.7086 0.00982 0.00432 0.0480 0.1392 0.9994
6.750 0.7393 0.01009 0.00458 0.0472 0.1356 1.0000
7.000 0.7631 0.01016 0.00468 0.0479 0.1342 1.0000
7.250 0.7864 0.01026 0.00480 0.0487 0.1323 1.0000
7.500 0.8096 0.01039 0.00494 0.0494 0.1303 1.0000
7.750 0.8334 0.01055 0.00509 0.0501 0.1277 1.0000
8.000 0.8583 0.01084 0.00535 0.0504 0.1232 1.0000
8.250 0.8849 0.01096 0.00549 0.0505 0.1211 1.0000
8.500 0.9125 0.01110 0.00567 0.0503 0.1189 1.0000
8.750 0.9405 0.01130 0.00587 0.0500 0.1164 1.0000
9.000 0.9687 0.01154 0.00611 0.0497 0.1138 1.0000
9.250 0.9969 0.01190 0.00647 0.0492 0.1103 1.0000
9.500 1.0252 0.01211 0.00672 0.0488 0.1089 1.0000
9.750 1.0536 0.01230 0.00696 0.0485 0.1071 1.0000
10.000 1.0819 0.01253 0.00722 0.0481 0.1048 1.0000
10.250 1.1101 0.01280 0.00749 0.0476 0.1021 1.0000
10.500 1.1378 0.01322 0.00790 0.0471 0.0980 1.0000
10.750 1.1660 0.01339 0.00812 0.0467 0.0958 1.0000
11.000 1.1939 0.01365 0.00840 0.0463 0.0922 1.0000
11.250 1.2214 0.01403 0.00877 0.0458 0.0880 1.0000
11.500 1.2489 0.01437 0.00915 0.0454 0.0850 1.0000
11.750 1.2762 0.01471 0.00952 0.0449 0.0814 1.0000
12.000 1.3028 0.01522 0.01001 0.0444 0.0760 1.0000
12.250 1.3295 0.01562 0.01045 0.0440 0.0717 1.0000
12.500 1.3551 0.01626 0.01105 0.0435 0.0652 1.0000
12.750 1.3805 0.01687 0.01167 0.0430 0.0598 1.0000
13.000 1.4051 0.01759 0.01240 0.0425 0.0546 1.0000
13.250 1.4288 0.01841 0.01322 0.0420 0.0499 1.0000
13.500 1.4524 0.01918 0.01402 0.0416 0.0464 1.0000
13.750 1.4749 0.02004 0.01491 0.0412 0.0434 1.0000
14.000 1.4959 0.02105 0.01596 0.0407 0.0401 1.0000
14.250 1.5174 0.02188 0.01685 0.0403 0.0380 1.0000
14.500 1.5358 0.02306 0.01807 0.0398 0.0355 1.0000
14.750 1.5529 0.02436 0.01943 0.0391 0.0331 1.0000
15.000 1.5693 0.02571 0.02086 0.0381 0.0313 1.0000
15.250 1.5753 0.02785 0.02306 0.0371 0.0292 1.0000
15.500 1.5737 0.03052 0.02580 0.0364 0.0273 1.0000
15.750 1.5755 0.03317 0.02853 0.0353 0.0252 1.0000
16.250 1.5589 0.04169 0.03726 0.0308 0.0213 1.0000
16.500 1.5413 0.04757 0.04326 0.0274 0.0192 1.0000
16.750 1.5199 0.05423 0.05007 0.0236 0.0187 1.0000
17.000 1.4941 0.06169 0.05770 0.0196 0.0190 1.0000
17.250 1.4658 0.06959 0.06580 0.0154 0.0204 1.0000
17.500 1.4265 0.07926 0.07567 0.0106 0.0226 1.0000
17.750 1.3926 0.08821 0.08480 0.0061 0.0239 1.0000
18.000 1.3553 0.09790 0.09469 0.0013 0.0255 1.0000
18.250 1.3093 0.10925 0.10620 -0.0045 0.0270 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to ESA40 (esa40-il)