ESA40 (esa40-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: ESA40 (esa40-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 21.86 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-esa40-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-esa40-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.6901 0.09297 0.08720 0.0297 1.0000 0.0597
-8.000 -0.6889 0.08825 0.08248 0.0288 1.0000 0.0566
-7.750 -0.7035 0.08154 0.07542 0.0256 1.0000 0.0500
-7.500 -0.6958 0.07731 0.07117 0.0254 1.0000 0.0486
-7.250 -0.6906 0.07287 0.06660 0.0250 1.0000 0.0471
-7.000 -0.6847 0.06821 0.06172 0.0247 1.0000 0.0454
-6.750 -0.6810 0.06252 0.05519 0.0250 1.0000 0.0416
-6.500 -0.6651 0.05871 0.05128 0.0251 1.0000 0.0411
-6.250 -0.6487 0.05503 0.04739 0.0252 1.0000 0.0406
-6.000 -0.6305 0.05147 0.04354 0.0255 1.0000 0.0400
-5.750 -0.6103 0.04805 0.03978 0.0257 1.0000 0.0396
-5.500 -0.5880 0.04485 0.03616 0.0260 1.0000 0.0397
-5.250 -0.5636 0.04190 0.03276 0.0263 1.0000 0.0403
-5.000 -0.5371 0.03923 0.02959 0.0265 1.0000 0.0412
-4.750 -0.5090 0.03669 0.02670 0.0264 1.0000 0.0419
-4.500 -0.4796 0.03427 0.02408 0.0259 1.0000 0.0425
-4.250 -0.4485 0.03211 0.02170 0.0254 1.0000 0.0430
-4.000 -0.4164 0.03017 0.01964 0.0247 1.0000 0.0438
-3.750 -0.3833 0.02846 0.01785 0.0239 1.0000 0.0450
-3.500 -0.3475 0.02709 0.01637 0.0228 0.9604 0.0478
-3.250 -0.3092 0.02597 0.01506 0.0215 0.9297 0.0520
-3.000 -0.2797 0.02519 0.01418 0.0218 0.9075 0.0562
-2.750 -0.2555 0.02467 0.01343 0.0233 0.8875 0.0603
-2.500 -0.2341 0.02421 0.01289 0.0250 0.8687 0.0678
-2.250 -0.2120 0.02369 0.01231 0.0265 0.8488 0.0800
-2.000 -0.0885 0.02175 0.01397 0.0177 0.8237 1.0000
-1.750 -0.0692 0.02155 0.01346 0.0192 0.7994 1.0000
-1.500 -0.0486 0.02128 0.01291 0.0204 0.7744 1.0000
-1.250 -0.0296 0.02104 0.01240 0.0221 0.7519 1.0000
-1.000 -0.0083 0.02078 0.01190 0.0233 0.7269 1.0000
-0.750 0.0114 0.02056 0.01142 0.0251 0.7038 1.0000
-0.500 0.0330 0.02035 0.01100 0.0264 0.6776 1.0000
-0.250 0.0537 0.02017 0.01057 0.0281 0.6524 1.0000
0.000 0.0750 0.02003 0.01018 0.0297 0.6258 1.0000
0.250 0.0971 0.01994 0.00985 0.0311 0.5975 1.0000
0.500 0.1195 0.01990 0.00954 0.0324 0.5682 1.0000
0.750 0.1426 0.01991 0.00930 0.0336 0.5378 1.0000
1.000 0.1662 0.01999 0.00911 0.0346 0.5074 1.0000
1.250 0.1902 0.02012 0.00896 0.0354 0.4773 1.0000
1.500 0.2149 0.02032 0.00891 0.0360 0.4483 1.0000
1.750 0.2399 0.02058 0.00894 0.0365 0.4218 1.0000
2.000 0.2647 0.02088 0.00899 0.0370 0.3991 1.0000
2.250 0.2900 0.02124 0.00917 0.0373 0.3778 1.0000
2.500 0.3151 0.02163 0.00939 0.0376 0.3597 1.0000
2.750 0.3400 0.02204 0.00966 0.0380 0.3438 1.0000
3.000 0.3646 0.02248 0.00996 0.0384 0.3300 1.0000
3.250 0.3887 0.02294 0.01026 0.0390 0.3186 1.0000
3.500 0.4139 0.02345 0.01074 0.0393 0.3069 1.0000
3.750 0.4386 0.02398 0.01122 0.0396 0.2967 1.0000
4.000 0.4629 0.02450 0.01161 0.0401 0.2880 1.0000
4.250 0.4880 0.02514 0.01229 0.0403 0.2792 1.0000
4.500 0.5122 0.02573 0.01279 0.0409 0.2725 1.0000
4.750 0.5372 0.02646 0.01360 0.0410 0.2647 1.0000
5.000 0.5615 0.02710 0.01418 0.0414 0.2580 1.0000
5.250 0.5862 0.02791 0.01505 0.0416 0.2514 1.0000
5.500 0.6108 0.02876 0.01600 0.0417 0.2456 1.0000
5.750 0.6348 0.02951 0.01668 0.0422 0.2410 1.0000
6.000 0.6595 0.03062 0.01800 0.0419 0.2350 1.0000
6.250 0.6836 0.03158 0.01904 0.0420 0.2294 1.0000
6.500 0.7074 0.03236 0.01977 0.0424 0.2251 1.0000
6.750 0.7312 0.03388 0.02160 0.0419 0.2202 1.0000
7.000 0.7543 0.03528 0.02321 0.0416 0.2155 1.0000
7.250 0.7775 0.03633 0.02432 0.0418 0.2115 1.0000
7.500 0.7999 0.03770 0.02581 0.0417 0.2073 1.0000
7.750 0.8198 0.03981 0.02831 0.0408 0.2020 1.0000
8.000 0.8401 0.04152 0.03021 0.0405 0.1983 1.0000
8.250 0.8616 0.04280 0.03156 0.0407 0.1952 1.0000
8.500 0.8770 0.04544 0.03452 0.0398 0.1913 1.0000
8.750 0.8853 0.04901 0.03853 0.0382 0.1864 1.0000
9.000 0.8995 0.05114 0.04082 0.0378 0.1826 1.0000
9.250 0.9176 0.05262 0.04238 0.0381 0.1799 1.0000
9.500 0.9087 0.05809 0.04822 0.0356 0.1768 1.0000
9.750 0.7710 0.08340 0.07380 0.0165 0.1721 1.0000
10.000 0.7599 0.08940 0.07980 0.0134 0.1683 1.0000
10.250 0.7761 0.09028 0.08075 0.0144 0.1654 1.0000
10.750 0.7302 0.10707 0.09750 0.0047 0.1592 1.0000
11.000 0.7236 0.11234 0.10279 0.0022 0.1557 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to ESA40 (esa40-il)