ESA40 (esa40-il) Xfoil prediction polar at RE=1,000,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: ESA40 (esa40-il) Reynolds number: 1,000,000 Max Cl/Cd: 86.44 at α=10.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-esa40-il-1000000-n5.txt Download as CSV file: xf-esa40-il-1000000-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 = 1.000 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.7904 0.07600 0.07396 0.0406 0.7779 0.0058
-8.000 -0.7944 0.07150 0.06934 0.0404 0.7725 0.0057
-7.500 -0.7932 0.06200 0.05956 0.0410 0.7629 0.0054
-7.000 -0.8450 0.02410 0.01936 0.0532 0.7595 0.0043
-6.750 -0.8220 0.02243 0.01746 0.0541 0.7534 0.0044
-6.500 -0.7976 0.02115 0.01599 0.0548 0.7474 0.0045
-6.250 -0.7725 0.02000 0.01467 0.0555 0.7401 0.0046
-6.000 -0.7470 0.01885 0.01334 0.0561 0.7331 0.0047
-5.750 -0.7210 0.01780 0.01213 0.0566 0.7245 0.0049
-5.500 -0.6948 0.01678 0.01094 0.0572 0.7158 0.0051
-5.250 -0.6682 0.01590 0.00991 0.0577 0.7049 0.0053
-5.000 -0.6414 0.01513 0.00900 0.0581 0.6902 0.0055
-4.750 -0.6144 0.01450 0.00821 0.0585 0.6636 0.0057
-4.500 -0.5873 0.01396 0.00750 0.0589 0.6322 0.0058
-4.250 -0.5598 0.01351 0.00692 0.0591 0.6100 0.0059
-4.000 -0.5321 0.01309 0.00639 0.0594 0.5918 0.0060
-3.750 -0.5043 0.01271 0.00592 0.0596 0.5738 0.0061
-3.500 -0.4769 0.01218 0.00529 0.0598 0.5559 0.0062
-3.250 -0.4490 0.01178 0.00480 0.0600 0.5357 0.0064
-3.000 -0.4207 0.01153 0.00448 0.0600 0.5148 0.0067
-2.750 -0.3921 0.01137 0.00426 0.0600 0.4933 0.0070
-2.500 -0.3634 0.01121 0.00401 0.0600 0.4670 0.0074
-2.250 -0.3347 0.01102 0.00372 0.0600 0.4413 0.0076
-2.000 -0.3059 0.01084 0.00345 0.0599 0.4196 0.0080
-1.750 -0.2769 0.01070 0.00322 0.0598 0.3970 0.0083
-1.500 -0.2479 0.01056 0.00298 0.0597 0.3727 0.0089
-1.250 -0.2187 0.01048 0.00283 0.0596 0.3508 0.0096
-1.000 -0.1895 0.01042 0.00270 0.0594 0.3304 0.0105
-0.750 -0.1602 0.01037 0.00258 0.0593 0.3088 0.0115
-0.500 -0.1308 0.01035 0.00247 0.0590 0.2863 0.0134
-0.250 -0.1015 0.01033 0.00239 0.0588 0.2659 0.0162
0.000 -0.0721 0.01030 0.00231 0.0586 0.2511 0.0212
0.250 -0.0433 0.00996 0.00223 0.0584 0.2390 0.1186
0.500 -0.0183 0.00826 0.00199 0.0580 0.2296 0.5672
0.750 0.0098 0.00788 0.00198 0.0579 0.2200 0.6830
1.000 0.0376 0.00757 0.00194 0.0579 0.2101 0.7674
1.250 0.0615 0.00733 0.00210 0.0593 0.2039 0.8968
1.500 0.0893 0.00740 0.00215 0.0596 0.1972 0.9127
1.750 0.1171 0.00746 0.00219 0.0598 0.1918 0.9220
2.000 0.1459 0.00753 0.00223 0.0598 0.1868 0.9287
2.250 0.1740 0.00762 0.00227 0.0599 0.1809 0.9337
2.500 0.2029 0.00770 0.00232 0.0599 0.1762 0.9376
2.750 0.2322 0.00779 0.00238 0.0597 0.1715 0.9409
3.000 0.2614 0.00790 0.00243 0.0595 0.1669 0.9438
3.250 0.2899 0.00799 0.00250 0.0595 0.1632 0.9468
3.500 0.3184 0.00807 0.00257 0.0595 0.1604 0.9504
3.750 0.3471 0.00817 0.00265 0.0594 0.1569 0.9541
4.000 0.3762 0.00830 0.00273 0.0592 0.1526 0.9571
4.250 0.4049 0.00841 0.00282 0.0590 0.1489 0.9597
4.500 0.4335 0.00850 0.00291 0.0590 0.1466 0.9624
4.750 0.4622 0.00860 0.00301 0.0588 0.1439 0.9657
5.000 0.4910 0.00873 0.00311 0.0586 0.1408 0.9690
5.250 0.5201 0.00888 0.00323 0.0584 0.1376 0.9717
5.500 0.5494 0.00900 0.00335 0.0580 0.1351 0.9738
5.750 0.5788 0.00911 0.00347 0.0577 0.1331 0.9764
6.000 0.6081 0.00924 0.00359 0.0574 0.1304 0.9794
6.250 0.6373 0.00939 0.00373 0.0570 0.1278 0.9824
6.500 0.6671 0.00956 0.00389 0.0565 0.1251 0.9846
6.750 0.6977 0.00974 0.00407 0.0558 0.1223 0.9864
7.000 0.7284 0.00988 0.00423 0.0551 0.1211 0.9886
7.250 0.7589 0.01004 0.00440 0.0544 0.1190 0.9908
7.500 0.7892 0.01021 0.00458 0.0537 0.1165 0.9933
7.750 0.8203 0.01042 0.00478 0.0528 0.1139 0.9950
8.000 0.8517 0.01066 0.00501 0.0517 0.1097 0.9966
8.250 0.8830 0.01083 0.00520 0.0508 0.1066 0.9988
8.500 0.9121 0.01105 0.00541 0.0503 0.1033 1.0000
8.750 0.9401 0.01130 0.00565 0.0499 0.1003 1.0000
9.000 0.9683 0.01155 0.00591 0.0496 0.0976 1.0000
9.250 0.9966 0.01176 0.00616 0.0492 0.0961 1.0000
9.500 1.0250 0.01200 0.00642 0.0488 0.0940 1.0000
9.750 1.0532 0.01226 0.00670 0.0484 0.0913 1.0000
10.000 1.0813 0.01257 0.00701 0.0479 0.0882 1.0000
10.250 1.1094 0.01287 0.00733 0.0475 0.0856 1.0000
10.500 1.1375 0.01316 0.00765 0.0470 0.0825 1.0000
10.750 1.1649 0.01360 0.00805 0.0465 0.0763 1.0000
11.000 1.1925 0.01398 0.00844 0.0460 0.0714 1.0000
11.250 1.2194 0.01449 0.00893 0.0455 0.0655 1.0000
11.500 1.2463 0.01496 0.00941 0.0450 0.0605 1.0000
11.750 1.2726 0.01555 0.00999 0.0445 0.0551 1.0000
12.000 1.2984 0.01619 0.01063 0.0440 0.0496 1.0000
12.250 1.3239 0.01685 0.01129 0.0435 0.0449 1.0000
12.500 1.3484 0.01765 0.01208 0.0429 0.0401 1.0000
12.750 1.3734 0.01827 0.01274 0.0425 0.0376 1.0000
13.000 1.3973 0.01904 0.01354 0.0420 0.0350 1.0000
13.250 1.4209 0.01979 0.01433 0.0416 0.0329 1.0000
13.500 1.4441 0.02052 0.01511 0.0412 0.0312 1.0000
13.750 1.4659 0.02141 0.01605 0.0407 0.0293 1.0000
14.000 1.4861 0.02244 0.01712 0.0403 0.0272 1.0000
14.250 1.5055 0.02348 0.01822 0.0398 0.0250 1.0000
14.500 1.5209 0.02504 0.01982 0.0389 0.0221 1.0000
14.750 1.5325 0.02698 0.02183 0.0375 0.0187 1.0000
15.000 1.5190 0.03092 0.02581 0.0363 0.0123 1.0000
15.250 1.4979 0.03651 0.03151 0.0334 0.0071 1.0000
15.500 1.4781 0.04264 0.03780 0.0298 0.0050 1.0000
15.750 1.4568 0.04937 0.04471 0.0257 0.0042 1.0000
16.000 1.4350 0.05641 0.05191 0.0216 0.0043 1.0000
16.250 1.4107 0.06389 0.05956 0.0175 0.0048 1.0000
16.500 1.3856 0.07150 0.06734 0.0136 0.0057 1.0000
16.750 1.3630 0.07867 0.07466 0.0100 0.0072 1.0000
17.000 1.3406 0.08590 0.08205 0.0065 0.0091 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to ESA40 (esa40-il)