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=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
<< Back to ESA40 (esa40-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to ESA40 (esa40-il)