ESA40 (esa40-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: ESA40 (esa40-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 39.08 at α=8.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-esa40-il-200000.txt Download as CSV file: xf-esa40-il-200000.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 = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.7017 0.08949 0.08675 0.0358 1.0000 0.0369
-8.000 -0.7113 0.08470 0.08191 0.0336 1.0000 0.0372
-7.750 -0.7145 0.07995 0.07709 0.0316 1.0000 0.0380
-7.500 -0.7146 0.07520 0.07221 0.0300 1.0000 0.0392
-7.250 -0.7220 0.07113 0.06744 0.0290 1.0000 0.0415
-7.000 -0.7134 0.06467 0.06100 0.0284 1.0000 0.0423
-6.750 -0.6979 0.06100 0.05742 0.0280 1.0000 0.0432
-6.500 -0.6820 0.05791 0.05430 0.0277 1.0000 0.0447
-6.250 -0.6646 0.05470 0.05093 0.0274 1.0000 0.0475
-6.000 -0.6495 0.05048 0.04615 0.0277 0.9586 0.0520
-5.750 -0.6303 0.04760 0.04327 0.0278 0.9286 0.0538
-5.500 -0.6137 0.04557 0.04107 0.0291 0.9129 0.0570
-5.250 -0.5981 0.04299 0.03796 0.0311 0.9004 0.0636
-5.000 -0.5796 0.04067 0.03566 0.0319 0.8885 0.0663
-4.750 -0.5605 0.03938 0.03383 0.0339 0.8775 0.0760
-4.500 -0.5406 0.03670 0.03123 0.0345 0.8666 0.0793
-4.250 -0.5199 0.03518 0.02935 0.0359 0.8558 0.0910
-4.000 -0.4968 0.03337 0.02753 0.0367 0.8442 0.0980
-3.750 -0.4750 0.03177 0.02579 0.0377 0.8315 0.1130
-3.250 -0.4050 0.02340 0.01571 0.0439 0.8083 0.0400
-3.000 -0.3783 0.02124 0.01326 0.0456 0.7966 0.0361
-2.750 -0.3509 0.02035 0.01211 0.0471 0.7847 0.0343
-2.500 -0.3241 0.01912 0.01083 0.0481 0.7722 0.0339
-2.250 -0.2982 0.01799 0.00967 0.0492 0.7598 0.0340
-2.000 -0.2737 0.01677 0.00845 0.0505 0.7478 0.0347
-1.750 -0.2492 0.01583 0.00753 0.0517 0.7347 0.0365
-1.500 -0.2231 0.01526 0.00692 0.0526 0.7197 0.0408
-1.250 -0.1970 0.01454 0.00614 0.0534 0.7032 0.0449
-1.000 -0.1698 0.01402 0.00555 0.0541 0.6846 0.0538
-0.750 -0.1585 0.01065 0.00483 0.0568 0.6687 0.6815
-0.500 -0.0666 0.01171 0.00648 0.0494 0.6347 0.9883
-0.250 -0.0081 0.01193 0.00639 0.0435 0.6018 1.0000
0.000 0.0179 0.01182 0.00604 0.0438 0.5740 1.0000
0.250 0.0445 0.01176 0.00576 0.0440 0.5429 1.0000
0.500 0.0715 0.01174 0.00551 0.0441 0.5090 1.0000
0.750 0.0988 0.01176 0.00531 0.0442 0.4724 1.0000
1.000 0.1266 0.01186 0.00514 0.0441 0.4341 1.0000
1.250 0.1547 0.01201 0.00504 0.0438 0.3970 1.0000
1.500 0.1828 0.01219 0.00498 0.0436 0.3642 1.0000
1.750 0.2108 0.01238 0.00496 0.0434 0.3377 1.0000
2.000 0.2385 0.01261 0.00499 0.0432 0.3176 1.0000
2.250 0.2658 0.01282 0.00504 0.0432 0.3008 1.0000
2.500 0.2928 0.01306 0.00512 0.0432 0.2870 1.0000
2.750 0.3196 0.01324 0.00524 0.0433 0.2751 1.0000
3.000 0.3461 0.01349 0.00540 0.0434 0.2654 1.0000
3.250 0.3724 0.01379 0.00556 0.0436 0.2571 1.0000
3.500 0.3986 0.01403 0.00578 0.0438 0.2492 1.0000
3.750 0.4244 0.01433 0.00597 0.0440 0.2420 1.0000
4.000 0.4503 0.01462 0.00624 0.0443 0.2354 1.0000
4.250 0.4759 0.01489 0.00648 0.0446 0.2293 1.0000
4.500 0.5011 0.01537 0.00684 0.0450 0.2242 1.0000
4.750 0.5267 0.01563 0.00717 0.0453 0.2193 1.0000
5.000 0.5520 0.01594 0.00746 0.0457 0.2143 1.0000
5.250 0.5766 0.01646 0.00785 0.0461 0.2097 1.0000
5.500 0.6021 0.01679 0.00829 0.0464 0.2053 1.0000
5.750 0.6272 0.01715 0.00869 0.0468 0.2010 1.0000
6.000 0.6522 0.01756 0.00906 0.0471 0.1973 1.0000
6.250 0.6765 0.01832 0.00974 0.0475 0.1937 1.0000
6.500 0.7022 0.01867 0.01025 0.0477 0.1903 1.0000
6.750 0.7275 0.01909 0.01074 0.0480 0.1863 1.0000
7.000 0.7527 0.01952 0.01116 0.0482 0.1828 1.0000
7.250 0.7776 0.02021 0.01181 0.0485 0.1797 1.0000
7.500 0.8032 0.02096 0.01268 0.0485 0.1769 1.0000
7.750 0.8292 0.02152 0.01341 0.0485 0.1735 1.0000
8.000 0.8551 0.02203 0.01401 0.0485 0.1700 1.0000
8.250 0.8809 0.02254 0.01451 0.0485 0.1669 1.0000
8.500 0.9057 0.02374 0.01564 0.0485 0.1639 1.0000
8.750 0.9317 0.02430 0.01649 0.0482 0.1610 1.0000
9.000 0.9574 0.02489 0.01725 0.0480 0.1572 1.0000
9.250 0.9831 0.02533 0.01773 0.0479 0.1538 1.0000
9.500 1.0085 0.02595 0.01827 0.0479 0.1505 1.0000
9.750 1.0328 0.02684 0.01940 0.0475 0.1469 1.0000
10.000 1.0574 0.02740 0.02015 0.0473 0.1429 1.0000
10.250 1.0826 0.02773 0.02052 0.0472 0.1394 1.0000
10.500 1.1074 0.02844 0.02114 0.0471 0.1363 1.0000
10.750 1.1295 0.02949 0.02250 0.0468 0.1329 1.0000
11.000 1.1519 0.03023 0.02346 0.0465 0.1290 1.0000
11.250 1.1763 0.03049 0.02374 0.0464 0.1257 1.0000
11.500 1.1993 0.03139 0.02455 0.0464 0.1223 1.0000
11.750 1.2174 0.03243 0.02598 0.0461 0.1184 1.0000
12.000 1.2378 0.03309 0.02678 0.0459 0.1146 1.0000
12.250 1.2610 0.03336 0.02700 0.0460 0.1115 1.0000
12.500 1.2760 0.03492 0.02875 0.0459 0.1080 1.0000
12.750 1.2874 0.03643 0.03055 0.0456 0.1042 1.0000
13.000 1.3043 0.03716 0.03132 0.0456 0.1010 1.0000
13.250 1.3231 0.03809 0.03213 0.0459 0.0979 1.0000
13.500 1.3187 0.04082 0.03523 0.0452 0.0956 1.0000
13.750 1.3081 0.04384 0.03851 0.0447 0.0936 1.0000
14.000 1.3042 0.04663 0.04145 0.0437 0.0914 1.0000
14.250 1.3118 0.04825 0.04309 0.0430 0.0891 1.0000
14.500 1.3257 0.04945 0.04415 0.0433 0.0863 1.0000
14.750 1.3042 0.05490 0.04991 0.0401 0.0854 1.0000
15.000 1.2751 0.06205 0.05734 0.0355 0.0846 1.0000
15.250 1.2291 0.07248 0.06806 0.0286 0.0843 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to ESA40 (esa40-il)