ESA40 (esa40-il) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: ESA40 (esa40-il) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 69.65 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-esa40-il-500000-n5.txt Download as CSV file: xf-esa40-il-500000-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 = 0.500 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.7323 0.08984 0.08755 0.0416 0.8232 0.0111
-8.500 -0.7458 0.08406 0.08170 0.0383 0.8190 0.0111
-8.250 -0.7592 0.07947 0.07701 0.0382 0.8152 0.0111
-8.000 -0.7649 0.07440 0.07183 0.0377 0.8106 0.0111
-7.750 -0.7669 0.06942 0.06671 0.0378 0.8055 0.0111
-7.500 -0.7655 0.06458 0.06170 0.0385 0.8008 0.0111
-7.250 -0.7707 0.05820 0.05511 0.0399 0.7963 0.0083
-7.000 -0.7623 0.05496 0.05173 0.0407 0.7901 0.0081
-6.750 -0.7521 0.05115 0.04772 0.0418 0.7850 0.0078
-6.500 -0.7402 0.04683 0.04315 0.0432 0.7798 0.0075
-6.000 -0.7210 0.02989 0.02485 0.0499 0.7707 0.0064
-5.750 -0.6998 0.02705 0.02165 0.0513 0.7650 0.0065
-5.500 -0.6764 0.02497 0.01928 0.0523 0.7578 0.0066
-5.250 -0.6519 0.02322 0.01726 0.0531 0.7512 0.0068
-5.000 -0.6263 0.02156 0.01535 0.0539 0.7429 0.0070
-4.750 -0.6002 0.02005 0.01358 0.0546 0.7348 0.0073
-4.500 -0.5734 0.01868 0.01199 0.0553 0.7244 0.0076
-4.250 -0.5466 0.01755 0.01064 0.0559 0.7086 0.0078
-4.000 -0.5197 0.01661 0.00949 0.0566 0.6865 0.0081
-3.750 -0.4925 0.01594 0.00863 0.0570 0.6632 0.0083
-3.500 -0.4656 0.01523 0.00780 0.0574 0.6437 0.0088
-3.250 -0.4383 0.01478 0.00727 0.0577 0.6243 0.0091
-3.000 -0.4108 0.01432 0.00671 0.0580 0.6052 0.0095
-2.750 -0.3833 0.01379 0.00608 0.0583 0.5862 0.0097
-2.500 -0.3557 0.01332 0.00552 0.0585 0.5656 0.0100
-2.250 -0.3279 0.01292 0.00502 0.0587 0.5453 0.0103
-2.000 -0.2997 0.01258 0.00459 0.0589 0.5243 0.0108
-1.750 -0.2714 0.01228 0.00419 0.0589 0.4988 0.0113
-1.500 -0.2429 0.01203 0.00385 0.0589 0.4722 0.0121
-1.250 -0.2141 0.01187 0.00359 0.0589 0.4475 0.0131
-1.000 -0.1851 0.01176 0.00337 0.0588 0.4218 0.0144
-0.750 -0.1561 0.01165 0.00315 0.0586 0.3960 0.0170
-0.500 -0.1270 0.01156 0.00296 0.0585 0.3710 0.0202
-0.250 -0.0979 0.01145 0.00280 0.0583 0.3488 0.0316
0.000 -0.0750 0.00939 0.00244 0.0581 0.3287 0.5292
0.500 -0.0308 0.00827 0.00254 0.0613 0.2867 0.8845
0.750 -0.0069 0.00838 0.00261 0.0627 0.2694 0.9216
1.000 0.0178 0.00850 0.00267 0.0639 0.2556 0.9426
1.250 0.0450 0.00862 0.00271 0.0645 0.2438 0.9547
1.500 0.0744 0.00874 0.00275 0.0644 0.2331 0.9614
1.750 0.1046 0.00888 0.00278 0.0640 0.2229 0.9656
2.000 0.1342 0.00899 0.00281 0.0637 0.2140 0.9697
2.250 0.1647 0.00912 0.00286 0.0632 0.2070 0.9729
2.500 0.1968 0.00923 0.00292 0.0624 0.2004 0.9755
2.750 0.2285 0.00938 0.00300 0.0616 0.1941 0.9781
3.000 0.2596 0.00949 0.00307 0.0609 0.1891 0.9807
3.250 0.2897 0.00963 0.00315 0.0605 0.1832 0.9836
3.500 0.3227 0.00979 0.00325 0.0593 0.1779 0.9851
3.750 0.3554 0.00991 0.00336 0.0583 0.1740 0.9864
4.000 0.3877 0.01006 0.00348 0.0573 0.1697 0.9877
4.250 0.4198 0.01024 0.00360 0.0563 0.1655 0.9890
4.500 0.4519 0.01039 0.00374 0.0553 0.1621 0.9904
4.750 0.4838 0.01054 0.00389 0.0544 0.1584 0.9919
5.000 0.5151 0.01071 0.00403 0.0536 0.1545 0.9934
5.250 0.5467 0.01092 0.00420 0.0526 0.1510 0.9944
5.500 0.5791 0.01110 0.00439 0.0515 0.1483 0.9953
5.750 0.6114 0.01127 0.00458 0.0504 0.1458 0.9963
6.000 0.6432 0.01145 0.00476 0.0495 0.1428 0.9975
6.250 0.6749 0.01166 0.00497 0.0484 0.1396 0.9987
6.500 0.7063 0.01193 0.00521 0.0474 0.1362 1.0000
6.750 0.7311 0.01209 0.00540 0.0479 0.1344 1.0000
7.000 0.7561 0.01226 0.00561 0.0483 0.1325 1.0000
7.250 0.7813 0.01245 0.00583 0.0487 0.1303 1.0000
7.500 0.8068 0.01267 0.00605 0.0489 0.1279 1.0000
7.750 0.8326 0.01292 0.00630 0.0491 0.1253 1.0000
8.000 0.8590 0.01324 0.00662 0.0490 0.1225 1.0000
8.250 0.8860 0.01346 0.00689 0.0490 0.1210 1.0000
8.500 0.9133 0.01368 0.00717 0.0488 0.1183 1.0000
8.750 0.9407 0.01393 0.00742 0.0486 0.1142 1.0000
9.000 0.9680 0.01427 0.00775 0.0482 0.1105 1.0000
9.250 0.9955 0.01456 0.00809 0.0480 0.1083 1.0000
9.500 1.0231 0.01484 0.00843 0.0477 0.1058 1.0000
9.750 1.0505 0.01516 0.00878 0.0473 0.1028 1.0000
10.000 1.0777 0.01552 0.00917 0.0469 0.1000 1.0000
10.250 1.1048 0.01593 0.00961 0.0465 0.0974 1.0000
10.500 1.1320 0.01627 0.01002 0.0462 0.0952 1.0000
10.750 1.1589 0.01664 0.01046 0.0458 0.0924 1.0000
11.000 1.1855 0.01707 0.01093 0.0454 0.0892 1.0000
11.250 1.2117 0.01758 0.01146 0.0450 0.0861 1.0000
11.500 1.2380 0.01799 0.01196 0.0446 0.0826 1.0000
11.750 1.2635 0.01855 0.01253 0.0442 0.0774 1.0000
12.000 1.2887 0.01913 0.01315 0.0438 0.0726 1.0000
12.250 1.3129 0.01985 0.01388 0.0433 0.0668 1.0000
12.500 1.3368 0.02056 0.01464 0.0429 0.0622 1.0000
12.750 1.3592 0.02145 0.01556 0.0424 0.0572 1.0000
13.000 1.3812 0.02234 0.01651 0.0420 0.0531 1.0000
13.250 1.4010 0.02346 0.01767 0.0415 0.0488 1.0000
13.500 1.4202 0.02456 0.01885 0.0410 0.0459 1.0000
13.750 1.4374 0.02587 0.02023 0.0404 0.0431 1.0000
14.000 1.4507 0.02764 0.02207 0.0392 0.0406 1.0000
14.250 1.4603 0.02948 0.02403 0.0382 0.0391 1.0000
14.500 1.4629 0.03171 0.02639 0.0377 0.0379 1.0000
14.750 1.4645 0.03439 0.02918 0.0366 0.0367 1.0000
15.000 1.4623 0.03777 0.03267 0.0348 0.0354 1.0000
15.250 1.4559 0.04195 0.03696 0.0324 0.0343 1.0000
15.500 1.4449 0.04696 0.04211 0.0295 0.0336 1.0000
15.750 1.4305 0.05265 0.04796 0.0261 0.0332 1.0000
16.000 1.4102 0.05936 0.05484 0.0223 0.0331 1.0000
16.250 1.3815 0.06740 0.06307 0.0179 0.0331 1.0000
16.500 1.3450 0.07673 0.07257 0.0130 0.0334 1.0000
16.750 1.3104 0.08591 0.08191 0.0084 0.0337 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to ESA40 (esa40-il)