Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

ESA40 (esa40-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: ESA40 (esa40-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 25.83 at α=6°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-esa40-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-esa40-il-100000.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 =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.750  -0.5439   0.10196   0.09836   0.0337   1.0000   0.1004
  -8.500  -0.5676   0.09603   0.09247   0.0275   1.0000   0.1018
  -8.000  -0.6914   0.09302   0.08926   0.0366   1.0000   0.0934
  -7.750  -0.6947   0.08878   0.08501   0.0349   1.0000   0.0962
  -7.500  -0.7036   0.08411   0.08022   0.0314   1.0000   0.1003
  -7.250  -0.7232   0.07990   0.07555   0.0281   1.0000   0.1037
  -7.000  -0.6984   0.07471   0.07069   0.0290   1.0000   0.1071
  -6.750  -0.6888   0.07123   0.06711   0.0284   1.0000   0.1141
  -6.500  -0.6835   0.06668   0.06239   0.0273   1.0000   0.1211
  -6.250  -0.6770   0.06480   0.06002   0.0267   1.0000   0.1339
  -6.000  -0.6539   0.05956   0.05516   0.0268   1.0000   0.1406
  -5.750  -0.6394   0.05598   0.05146   0.0263   1.0000   0.1546
  -5.500  -0.6225   0.05260   0.04800   0.0260   1.0000   0.1707
  -5.250  -0.6036   0.04939   0.04474   0.0257   1.0000   0.1893
  -5.000  -0.5861   0.04625   0.04154   0.0255   1.0000   0.2174
  -4.500  -0.5454   0.04032   0.03570   0.0257   1.0000   0.2811
  -4.250  -0.4722   0.03321   0.02603   0.0237   1.0000   0.0914
  -4.000  -0.4349   0.02958   0.02185   0.0237   1.0000   0.0690
  -3.750  -0.3992   0.02742   0.01908   0.0236   1.0000   0.0608
  -3.500  -0.3602   0.02485   0.01635   0.0216   0.9697   0.0586
  -3.250  -0.3211   0.02320   0.01447   0.0204   0.9431   0.0583
  -3.000  -0.2957   0.02256   0.01362   0.0221   0.9176   0.0604
  -2.750  -0.2760   0.02224   0.01313   0.0250   0.8945   0.0617
  -2.500  -0.2567   0.02125   0.01222   0.0277   0.8725   0.0632
  -2.250  -0.2381   0.02064   0.01167   0.0303   0.8519   0.0657
  -2.000  -0.2185   0.02014   0.01116   0.0328   0.8319   0.0699
  -1.750  -0.1982   0.01955   0.01053   0.0351   0.8132   0.0785
  -1.500  -0.0727   0.01763   0.01197   0.0257   0.7886   0.9987
  -1.250  -0.0522   0.01725   0.01134   0.0270   0.7696   1.0000
  -1.000  -0.0336   0.01686   0.01072   0.0289   0.7505   1.0000
  -0.750  -0.0128   0.01649   0.01015   0.0303   0.7284   1.0000
  -0.500   0.0075   0.01614   0.00959   0.0321   0.7071   1.0000
  -0.250   0.0287   0.01582   0.00906   0.0338   0.6839   1.0000
   0.000   0.0504   0.01554   0.00856   0.0354   0.6582   1.0000
   0.250   0.0732   0.01534   0.00813   0.0368   0.6292   1.0000
   0.500   0.0964   0.01522   0.00775   0.0381   0.5973   1.0000
   0.750   0.1202   0.01518   0.00744   0.0392   0.5622   1.0000
   1.000   0.1449   0.01524   0.00719   0.0401   0.5250   1.0000
   1.250   0.1705   0.01537   0.00704   0.0407   0.4853   1.0000
   1.500   0.1962   0.01559   0.00695   0.0411   0.4501   1.0000
   1.750   0.2224   0.01589   0.00698   0.0414   0.4198   1.0000
   2.000   0.2484   0.01624   0.00706   0.0417   0.3956   1.0000
   2.250   0.2747   0.01658   0.00723   0.0419   0.3742   1.0000
   2.500   0.3007   0.01695   0.00742   0.0422   0.3568   1.0000
   2.750   0.3266   0.01735   0.00769   0.0425   0.3425   1.0000
   3.000   0.3523   0.01778   0.00798   0.0428   0.3302   1.0000
   3.250   0.3776   0.01822   0.00824   0.0432   0.3193   1.0000
   3.500   0.4036   0.01865   0.00868   0.0434   0.3081   1.0000
   3.750   0.4290   0.01918   0.00912   0.0437   0.2995   1.0000
   4.000   0.4545   0.01969   0.00960   0.0440   0.2913   1.0000
   4.250   0.4798   0.02031   0.01017   0.0444   0.2842   1.0000
   4.500   0.5054   0.02086   0.01076   0.0446   0.2764   1.0000
   4.750   0.5300   0.02155   0.01132   0.0450   0.2703   1.0000
   5.000   0.5560   0.02222   0.01215   0.0450   0.2634   1.0000
   5.250   0.5810   0.02291   0.01279   0.0454   0.2583   1.0000
   5.500   0.6062   0.02384   0.01381   0.0455   0.2533   1.0000
   5.750   0.6318   0.02468   0.01480   0.0455   0.2474   1.0000
   6.000   0.6564   0.02541   0.01549   0.0458   0.2424   1.0000
   6.250   0.6814   0.02655   0.01674   0.0457   0.2379   1.0000
   6.500   0.7068   0.02777   0.01825   0.0454   0.2332   1.0000
   6.750   0.7316   0.02880   0.01934   0.0455   0.2290   1.0000
   7.000   0.7558   0.02984   0.02031   0.0457   0.2253   1.0000
   7.250   0.7800   0.03163   0.02254   0.0448   0.2204   1.0000
   7.500   0.8036   0.03322   0.02438   0.0443   0.2159   1.0000
   7.750   0.8273   0.03448   0.02571   0.0443   0.2126   1.0000
   8.000   0.8509   0.03581   0.02696   0.0446   0.2095   1.0000
   8.250   0.8681   0.03913   0.03094   0.0427   0.2048   1.0000
   8.500   0.8853   0.04183   0.03398   0.0416   0.2003   1.0000
   8.750   0.9063   0.04331   0.03553   0.0416   0.1971   1.0000
   9.000   0.9324   0.04392   0.03593   0.0426   0.1940   1.0000
   9.250   0.9186   0.05198   0.04490   0.0381   0.1899   1.0000
   9.500   0.8013   0.07678   0.07022   0.0198   0.1926   1.0000
   9.750   0.7822   0.08570   0.07914   0.0153   0.1935   1.0000
  10.000   0.9289   0.06292   0.05631   0.0343   0.1799   1.0000
  10.250   0.8890   0.07314   0.06668   0.0282   0.1790   1.0000
<< Back to ESA40 (esa40-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to ESA40 (esa40-il)