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=5


Details Polar file
Airfoil: ESA40 (esa40-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 32.67 at α=8°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-esa40-il-100000-n5.txt
Download as CSV file: xf-esa40-il-100000-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 =     0.100 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.500  -0.5338   0.11167   0.10788   0.0376   1.0000   0.0551
  -9.250  -0.5362   0.10723   0.10347   0.0359   1.0000   0.0561
  -9.000  -0.6904   0.10662   0.10265   0.0422   1.0000   0.0520
  -8.750  -0.6872   0.10224   0.09829   0.0407   1.0000   0.0527
  -8.500  -0.6892   0.09696   0.09305   0.0369   1.0000   0.0533
  -7.500  -0.7033   0.07847   0.07437   0.0290   1.0000   0.0560
  -7.000  -0.7029   0.06157   0.05649   0.0276   1.0000   0.0274
  -6.750  -0.6909   0.05764   0.05236   0.0278   1.0000   0.0272
  -6.500  -0.6770   0.05360   0.04806   0.0281   1.0000   0.0271
  -6.250  -0.6607   0.04975   0.04390   0.0285   1.0000   0.0271
  -6.000  -0.6416   0.04614   0.03999   0.0287   0.9674   0.0269
  -5.750  -0.6214   0.04292   0.03642   0.0293   0.9204   0.0263
  -5.500  -0.6025   0.03997   0.03307   0.0307   0.9042   0.0255
  -5.250  -0.5828   0.03716   0.02979   0.0324   0.8914   0.0248
  -5.000  -0.5615   0.03453   0.02667   0.0342   0.8799   0.0242
  -4.750  -0.5382   0.03221   0.02390   0.0357   0.8688   0.0237
  -4.500  -0.5132   0.03020   0.02149   0.0369   0.8579   0.0235
  -4.250  -0.4872   0.02847   0.01945   0.0379   0.8468   0.0235
  -4.000  -0.4605   0.02693   0.01769   0.0387   0.8357   0.0237
  -3.750  -0.4337   0.02556   0.01616   0.0394   0.8245   0.0241
  -3.500  -0.4074   0.02434   0.01482   0.0403   0.8135   0.0246
  -3.250  -0.3810   0.02330   0.01369   0.0411   0.8014   0.0260
  -3.000  -0.3547   0.02239   0.01265   0.0420   0.7886   0.0279
  -2.750  -0.3307   0.02132   0.01163   0.0431   0.7749   0.0295
  -2.500  -0.3070   0.02043   0.01070   0.0444   0.7595   0.0308
  -2.250  -0.2830   0.01966   0.00983   0.0458   0.7428   0.0323
  -2.000  -0.2585   0.01898   0.00902   0.0470   0.7254   0.0343
  -1.750  -0.2336   0.01836   0.00834   0.0481   0.7077   0.0392
  -1.500  -0.2081   0.01779   0.00770   0.0491   0.6897   0.0468
  -1.250  -0.1826   0.01711   0.00707   0.0501   0.6710   0.0746
  -1.000  -0.1607   0.01394   0.00737   0.0536   0.6520   0.8731
  -0.750  -0.0587   0.01519   0.00820   0.0423   0.6137   0.9899
  -0.500  -0.0181   0.01515   0.00784   0.0398   0.5845   0.9977
  -0.250   0.0114   0.01506   0.00747   0.0394   0.5565   1.0000
   0.000   0.0370   0.01498   0.00713   0.0398   0.5273   1.0000
   0.250   0.0629   0.01494   0.00684   0.0401   0.4970   1.0000
   0.500   0.0890   0.01495   0.00659   0.0403   0.4658   1.0000
   0.750   0.1151   0.01500   0.00639   0.0406   0.4352   1.0000
   1.000   0.1412   0.01510   0.00625   0.0408   0.4063   1.0000
   1.250   0.1676   0.01523   0.00614   0.0409   0.3795   1.0000
   1.500   0.1939   0.01539   0.00609   0.0410   0.3545   1.0000
   1.750   0.2202   0.01557   0.00607   0.0412   0.3334   1.0000
   2.000   0.2465   0.01576   0.00610   0.0413   0.3152   1.0000
   2.250   0.2726   0.01597   0.00616   0.0415   0.2997   1.0000
   2.500   0.2987   0.01621   0.00624   0.0416   0.2863   1.0000
   2.750   0.3246   0.01645   0.00637   0.0418   0.2742   1.0000
   3.000   0.3505   0.01670   0.00653   0.0421   0.2642   1.0000
   3.500   0.4018   0.01728   0.00693   0.0426   0.2475   1.0000
   3.750   0.4271   0.01762   0.00715   0.0428   0.2405   1.0000
   4.000   0.4527   0.01792   0.00744   0.0431   0.2331   1.0000
   4.250   0.4780   0.01827   0.00772   0.0434   0.2271   1.0000
   4.500   0.5032   0.01866   0.00807   0.0437   0.2220   1.0000
   4.750   0.5285   0.01903   0.00846   0.0440   0.2163   1.0000
   5.000   0.5536   0.01943   0.00880   0.0443   0.2114   1.0000
   5.250   0.5787   0.01988   0.00922   0.0446   0.2066   1.0000
   5.500   0.6040   0.02031   0.00972   0.0448   0.2015   1.0000
   5.750   0.6290   0.02077   0.01016   0.0451   0.1975   1.0000
   6.000   0.6536   0.02130   0.01061   0.0454   0.1942   1.0000
   6.250   0.6790   0.02183   0.01128   0.0456   0.1901   1.0000
   6.500   0.7042   0.02236   0.01189   0.0458   0.1858   1.0000
   6.750   0.7292   0.02288   0.01241   0.0459   0.1820   1.0000
   7.000   0.7540   0.02348   0.01294   0.0462   0.1790   1.0000
   7.250   0.7793   0.02418   0.01384   0.0462   0.1756   1.0000
   7.500   0.8045   0.02489   0.01470   0.0462   0.1721   1.0000
   7.750   0.8295   0.02554   0.01542   0.0462   0.1687   1.0000
   8.000   0.8543   0.02615   0.01604   0.0463   0.1657   1.0000
   8.250   0.8790   0.02694   0.01691   0.0462   0.1627   1.0000
   8.500   0.9034   0.02790   0.01812   0.0460   0.1593   1.0000
   8.750   0.9275   0.02879   0.01920   0.0459   0.1561   1.0000
   9.000   0.9516   0.02953   0.02002   0.0459   0.1531   1.0000
   9.250   0.9758   0.03020   0.02066   0.0459   0.1504   1.0000
   9.500   0.9982   0.03139   0.02213   0.0457   0.1472   1.0000
   9.750   1.0197   0.03263   0.02367   0.0454   0.1435   1.0000
  10.000   1.0418   0.03353   0.02471   0.0452   0.1402   1.0000
  10.250   1.0648   0.03408   0.02527   0.0453   0.1372   1.0000
  10.500   1.0848   0.03529   0.02667   0.0451   0.1341   1.0000
  10.750   1.1009   0.03694   0.02870   0.0447   0.1300   1.0000
  11.000   1.1195   0.03793   0.02984   0.0446   0.1265   1.0000
  11.250   1.1405   0.03845   0.03036   0.0447   0.1237   1.0000
  11.500   1.1534   0.04016   0.03232   0.0445   0.1205   1.0000
  11.750   1.1585   0.04261   0.03515   0.0439   0.1169   1.0000
  12.000   1.1666   0.04439   0.03712   0.0435   0.1140   1.0000
  12.250   1.1800   0.04538   0.03814   0.0434   0.1115   1.0000
  12.500   1.1884   0.04683   0.03962   0.0433   0.1093   1.0000
  12.750   1.1591   0.05236   0.04552   0.0410   0.1077   1.0000
  13.000   1.1089   0.06217   0.05568   0.0345   0.1065   1.0000
<< Back to ESA40 (esa40-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to ESA40 (esa40-il)