ESA40 (esa40-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: ESA40 (esa40-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 47.33 at α=10.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-esa40-il-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-esa40-il-200000-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 = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.7176 0.09098 0.08801 0.0336 0.9068 0.0227
-8.500 -0.7273 0.08657 0.08349 0.0324 0.8945 0.0228
-8.250 -0.7354 0.08267 0.07950 0.0325 0.8859 0.0229
-8.000 -0.7381 0.07879 0.07552 0.0324 0.8793 0.0230
-7.750 -0.7380 0.07498 0.07161 0.0325 0.8727 0.0232
-7.500 -0.7359 0.07124 0.06775 0.0327 0.8667 0.0235
-7.250 -0.7314 0.06748 0.06385 0.0331 0.8604 0.0238
-7.000 -0.7248 0.06380 0.05998 0.0337 0.8545 0.0241
-6.500 -0.7110 0.04902 0.04422 0.0375 0.8436 0.0142
-6.250 -0.6964 0.04600 0.04101 0.0385 0.8362 0.0139
-6.000 -0.6809 0.04277 0.03749 0.0399 0.8297 0.0136
-5.750 -0.6628 0.03923 0.03363 0.0412 0.8220 0.0133
-5.500 -0.6437 0.03586 0.02987 0.0428 0.8155 0.0131
-5.250 -0.6219 0.03267 0.02627 0.0442 0.8080 0.0130
-5.000 -0.5989 0.02994 0.02313 0.0456 0.8011 0.0131
-4.750 -0.5738 0.02766 0.02038 0.0468 0.7935 0.0138
-4.500 -0.5484 0.02578 0.01806 0.0479 0.7859 0.0146
-4.250 -0.5227 0.02441 0.01661 0.0484 0.7774 0.0151
-4.000 -0.4962 0.02289 0.01483 0.0493 0.7693 0.0151
-3.750 -0.4690 0.02156 0.01332 0.0499 0.7594 0.0152
-3.500 -0.4424 0.02040 0.01201 0.0507 0.7484 0.0154
-3.250 -0.4161 0.01936 0.01086 0.0516 0.7332 0.0156
-3.000 -0.3897 0.01842 0.00982 0.0523 0.7159 0.0160
-2.750 -0.3634 0.01758 0.00889 0.0531 0.6986 0.0164
-2.500 -0.3372 0.01683 0.00805 0.0538 0.6816 0.0170
-2.250 -0.3108 0.01619 0.00732 0.0545 0.6634 0.0177
-2.000 -0.2846 0.01556 0.00661 0.0551 0.6444 0.0188
-1.750 -0.2578 0.01512 0.00609 0.0555 0.6244 0.0212
-1.500 -0.2305 0.01471 0.00555 0.0559 0.6032 0.0230
-1.250 -0.2029 0.01435 0.00507 0.0562 0.5810 0.0253
-1.000 -0.1750 0.01408 0.00465 0.0565 0.5582 0.0290
-0.750 -0.1474 0.01366 0.00430 0.0567 0.5338 0.0577
-0.500 -0.1339 0.01076 0.00384 0.0586 0.5126 0.6737
-0.250 -0.1157 0.01040 0.00423 0.0629 0.4875 0.9045
0.000 -0.0760 0.01085 0.00449 0.0619 0.4553 0.9573
0.250 -0.0142 0.01143 0.00475 0.0554 0.4153 0.9772
0.500 0.0220 0.01162 0.00470 0.0537 0.3843 0.9825
0.750 0.0589 0.01178 0.00464 0.0518 0.3554 0.9858
1.000 0.0959 0.01195 0.00460 0.0497 0.3293 0.9888
1.250 0.1316 0.01213 0.00458 0.0480 0.3051 0.9923
1.500 0.1675 0.01232 0.00459 0.0462 0.2845 0.9952
1.750 0.2038 0.01249 0.00460 0.0443 0.2678 0.9977
2.000 0.2380 0.01266 0.00465 0.0428 0.2549 1.0000
2.250 0.2649 0.01277 0.00466 0.0429 0.2445 1.0000
2.500 0.2917 0.01290 0.00470 0.0429 0.2355 1.0000
2.750 0.3183 0.01304 0.00475 0.0430 0.2269 1.0000
3.000 0.3448 0.01318 0.00483 0.0432 0.2200 1.0000
3.250 0.3710 0.01334 0.00492 0.0434 0.2136 1.0000
3.500 0.3973 0.01354 0.00504 0.0435 0.2083 1.0000
3.750 0.4233 0.01368 0.00518 0.0438 0.2029 1.0000
4.000 0.4492 0.01387 0.00533 0.0440 0.1975 1.0000
4.250 0.4750 0.01411 0.00549 0.0442 0.1928 1.0000
4.500 0.5007 0.01429 0.00569 0.0445 0.1882 1.0000
4.750 0.5263 0.01450 0.00589 0.0448 0.1841 1.0000
5.000 0.5518 0.01478 0.00611 0.0451 0.1804 1.0000
5.250 0.5772 0.01505 0.00637 0.0453 0.1771 1.0000
5.500 0.6026 0.01528 0.00665 0.0457 0.1733 1.0000
5.750 0.6280 0.01553 0.00691 0.0460 0.1695 1.0000
6.000 0.6533 0.01584 0.00718 0.0462 0.1661 1.0000
6.250 0.6785 0.01621 0.00753 0.0464 0.1632 1.0000
6.500 0.7039 0.01650 0.00789 0.0467 0.1604 1.0000
6.750 0.7293 0.01682 0.00826 0.0470 0.1574 1.0000
7.000 0.7548 0.01715 0.00863 0.0471 0.1544 1.0000
7.250 0.7803 0.01753 0.00899 0.0472 0.1515 1.0000
7.500 0.8059 0.01797 0.00943 0.0473 0.1488 1.0000
7.750 0.8319 0.01835 0.00991 0.0474 0.1463 1.0000
8.000 0.8579 0.01877 0.01041 0.0474 0.1436 1.0000
8.250 0.8839 0.01918 0.01089 0.0473 0.1410 1.0000
8.500 0.9098 0.01960 0.01134 0.0472 0.1383 1.0000
8.750 0.9353 0.02017 0.01188 0.0471 0.1357 1.0000
9.000 0.9614 0.02063 0.01250 0.0469 0.1333 1.0000
9.250 0.9873 0.02110 0.01309 0.0468 0.1303 1.0000
9.500 1.0131 0.02151 0.01360 0.0466 0.1270 1.0000
9.750 1.0385 0.02197 0.01407 0.0463 0.1238 1.0000
10.000 1.0637 0.02251 0.01472 0.0461 0.1206 1.0000
10.250 1.0889 0.02302 0.01539 0.0458 0.1171 1.0000
10.500 1.1137 0.02353 0.01601 0.0456 0.1139 1.0000
10.750 1.1379 0.02411 0.01663 0.0453 0.1111 1.0000
11.000 1.1614 0.02481 0.01745 0.0451 0.1084 1.0000
11.250 1.1848 0.02549 0.01832 0.0448 0.1052 1.0000
11.500 1.2077 0.02616 0.01912 0.0445 0.1019 1.0000
11.750 1.2294 0.02690 0.01991 0.0442 0.0988 1.0000
12.000 1.2501 0.02779 0.02095 0.0440 0.0958 1.0000
12.250 1.2700 0.02873 0.02209 0.0437 0.0925 1.0000
12.500 1.2884 0.02973 0.02321 0.0434 0.0894 1.0000
12.750 1.3039 0.03096 0.02450 0.0429 0.0867 1.0000
13.000 1.3178 0.03243 0.02617 0.0423 0.0839 1.0000
13.250 1.3270 0.03416 0.02808 0.0417 0.0810 1.0000
13.500 1.3298 0.03624 0.03029 0.0413 0.0787 1.0000
13.750 1.3308 0.03876 0.03289 0.0403 0.0766 1.0000
14.000 1.3304 0.04172 0.03597 0.0389 0.0746 1.0000
14.250 1.3285 0.04510 0.03955 0.0372 0.0724 1.0000
14.500 1.3229 0.04913 0.04374 0.0348 0.0704 1.0000
14.750 1.3131 0.05391 0.04866 0.0319 0.0687 1.0000
15.000 1.2990 0.05950 0.05436 0.0285 0.0674 1.0000
15.250 1.2808 0.06580 0.06077 0.0247 0.0663 1.0000
15.500 1.2597 0.07265 0.06773 0.0208 0.0654 1.0000
15.750 1.2324 0.08075 0.07602 0.0162 0.0647 1.0000
16.000 1.1996 0.09008 0.08552 0.0110 0.0640 1.0000
16.250 1.1586 0.10118 0.09678 0.0049 0.0633 1.0000
16.500 1.0843 0.11921 0.11499 -0.0049 0.0623 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to ESA40 (esa40-il)