HORSTMANN AND QUAST HQ-17/14.38 AIRFOIL (MEASURED) (hq17-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: HORSTMANN AND QUAST HQ-17/14.38 AIRFOIL (MEASURED) (hq17-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 18.33 at α=12.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-hq17-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-hq17-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: HORSTMANN AND QUAST HQ-17/14.38 AIRFOIL (MEASURE
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.2397 0.12826 0.12169 -0.0768 0.9511 0.1174
-10.250 -0.2457 0.12589 0.11937 -0.0792 0.9467 0.1219
-10.000 -0.2596 0.12363 0.11719 -0.0841 0.9428 0.1234
-9.750 -0.2270 0.11851 0.11199 -0.0822 0.9417 0.1299
-9.500 -0.2322 0.11628 0.10980 -0.0814 0.9365 0.1314
-9.250 -0.2321 0.11315 0.10670 -0.0829 0.9326 0.1327
-9.000 -0.2738 0.10265 0.09622 -0.0942 0.9251 0.0662
-8.750 -0.2583 0.09992 0.09348 -0.0917 0.9217 0.0644
-8.500 -0.2556 0.09607 0.08963 -0.0933 0.9178 0.0624
-8.250 -0.2668 0.09270 0.08630 -0.0939 0.9120 0.0609
-8.000 -0.2832 0.08967 0.08329 -0.0938 0.9057 0.0597
-7.750 -0.3013 0.08642 0.08004 -0.0935 0.8999 0.0583
-7.500 -0.3223 0.08345 0.07704 -0.0917 0.8930 0.0571
-7.000 -0.3656 0.07572 0.06873 -0.0888 0.8804 0.0528
-6.750 -0.3604 0.07216 0.06498 -0.0885 0.8767 0.0523
-6.500 -0.3581 0.06897 0.06158 -0.0874 0.8727 0.0520
-6.250 -0.3600 0.06636 0.05877 -0.0851 0.8676 0.0517
-6.000 -0.3513 0.06306 0.05513 -0.0845 0.8641 0.0516
-5.750 -0.3353 0.05972 0.05120 -0.0849 0.8614 0.0525
-5.500 -0.3335 0.05747 0.04870 -0.0823 0.8563 0.0535
-5.250 -0.3187 0.05537 0.04649 -0.0819 0.8526 0.0555
-5.000 -0.2967 0.05284 0.04353 -0.0821 0.8498 0.0562
-4.750 -0.2731 0.05047 0.04066 -0.0822 0.8474 0.0565
-4.500 -0.2621 0.04902 0.03888 -0.0801 0.8429 0.0569
-4.250 -0.2399 0.04742 0.03690 -0.0796 0.8396 0.0577
-4.000 -0.2125 0.04593 0.03502 -0.0797 0.8370 0.0592
-3.750 -0.1820 0.04480 0.03352 -0.0803 0.8348 0.0628
-3.500 -0.1711 0.04428 0.03273 -0.0777 0.8300 0.0653
-3.250 -0.1488 0.04345 0.03175 -0.0767 0.8266 0.0675
-3.000 -0.1227 0.04276 0.03097 -0.0763 0.8239 0.0701
-2.750 -0.0936 0.04222 0.03025 -0.0762 0.8217 0.0736
-2.500 -0.0849 0.04207 0.02996 -0.0733 0.8165 0.0767
-2.250 -0.0642 0.04174 0.02951 -0.0724 0.8128 0.0824
-2.000 -0.0387 0.04140 0.02910 -0.0723 0.8099 0.0953
-1.750 -0.0178 0.04103 0.02880 -0.0718 0.8064 0.1132
-1.500 -0.0045 0.04048 0.02857 -0.0702 0.8016 0.1648
-1.250 -0.0102 0.03855 0.02940 -0.0628 0.7982 0.6496
-1.000 0.1456 0.04095 0.03126 -0.0797 0.8010 1.0000
-0.750 0.1593 0.04111 0.03117 -0.0781 0.7969 1.0000
-0.500 0.1680 0.04132 0.03119 -0.0758 0.7925 1.0000
-0.250 0.1659 0.04154 0.03128 -0.0717 0.7861 1.0000
0.000 0.1840 0.04169 0.03122 -0.0707 0.7823 1.0000
0.250 0.1807 0.04192 0.03134 -0.0665 0.7756 1.0000
0.500 0.1940 0.04210 0.03134 -0.0647 0.7709 1.0000
0.750 0.2077 0.04234 0.03143 -0.0631 0.7667 1.0000
1.000 0.2083 0.04269 0.03168 -0.0596 0.7605 1.0000
1.250 0.2287 0.04303 0.03186 -0.0591 0.7568 1.0000
1.500 0.2397 0.04349 0.03220 -0.0574 0.7515 1.0000
1.750 0.2543 0.04399 0.03257 -0.0562 0.7462 1.0000
2.000 0.2800 0.04446 0.03291 -0.0566 0.7429 1.0000
2.250 0.2909 0.04517 0.03355 -0.0552 0.7374 1.0000
2.500 0.3099 0.04579 0.03408 -0.0549 0.7325 1.0000
2.750 0.3390 0.04629 0.03448 -0.0558 0.7292 1.0000
3.000 0.3484 0.04712 0.03526 -0.0543 0.7223 1.0000
3.250 0.3740 0.04771 0.03578 -0.0548 0.7180 1.0000
3.500 0.3934 0.04837 0.03640 -0.0545 0.7119 1.0000
3.750 0.4155 0.04897 0.03696 -0.0545 0.7058 1.0000
4.000 0.4484 0.04939 0.03734 -0.0558 0.7023 1.0000
4.250 0.4564 0.05037 0.03832 -0.0543 0.6936 1.0000
4.500 0.4877 0.05081 0.03875 -0.0554 0.6896 1.0000
4.750 0.4992 0.05170 0.03965 -0.0542 0.6807 1.0000
5.000 0.5317 0.05201 0.03997 -0.0553 0.6763 1.0000
5.250 0.5434 0.05295 0.04094 -0.0543 0.6671 1.0000
5.500 0.5752 0.05331 0.04135 -0.0553 0.6631 1.0000
5.750 0.5845 0.05449 0.04258 -0.0542 0.6540 1.0000
6.000 0.6145 0.05494 0.04309 -0.0550 0.6497 1.0000
6.250 0.6240 0.05616 0.04437 -0.0539 0.6403 1.0000
6.500 0.6548 0.05651 0.04483 -0.0547 0.6358 1.0000
6.750 0.6651 0.05767 0.04607 -0.0537 0.6256 1.0000
7.250 0.7137 0.05841 0.04700 -0.0538 0.6096 1.0000
7.500 0.7292 0.05915 0.04784 -0.0530 0.5987 1.0000
7.750 0.7644 0.05883 0.04770 -0.0537 0.5934 1.0000
8.000 0.7746 0.06000 0.04899 -0.0527 0.5815 1.0000
8.250 0.7900 0.06092 0.05003 -0.0521 0.5711 1.0000
8.500 0.8201 0.06086 0.05014 -0.0523 0.5648 1.0000
8.750 0.8310 0.06206 0.05153 -0.0514 0.5527 1.0000
9.000 0.8458 0.06304 0.05266 -0.0508 0.5418 1.0000
9.250 0.8775 0.06266 0.05248 -0.0510 0.5355 1.0000
9.500 0.8893 0.06381 0.05380 -0.0501 0.5230 1.0000
9.750 0.9044 0.06457 0.05474 -0.0493 0.5105 1.0000
10.000 0.9233 0.06483 0.05524 -0.0485 0.4981 1.0000
10.500 0.9824 0.06255 0.05343 -0.0469 0.4771 1.0000
10.750 1.0016 0.06242 0.05351 -0.0458 0.4632 1.0000
11.250 1.0360 0.06240 0.05395 -0.0433 0.4299 1.0000
11.500 1.0491 0.06280 0.05455 -0.0419 0.4093 1.0000
11.750 1.0790 0.06118 0.05310 -0.0406 0.3902 1.0000
12.000 1.0952 0.06161 0.05369 -0.0395 0.3691 1.0000
12.250 1.1181 0.06122 0.05343 -0.0383 0.3472 1.0000
12.500 1.1328 0.06179 0.05406 -0.0370 0.3206 1.0000
12.750 1.1388 0.06342 0.05571 -0.0357 0.2909 1.0000
13.000 1.1441 0.06510 0.05731 -0.0344 0.2608 1.0000
13.250 1.1445 0.06755 0.05966 -0.0332 0.2327 1.0000
13.500 1.1413 0.07063 0.06268 -0.0324 0.2049 1.0000
13.750 1.1358 0.07414 0.06608 -0.0319 0.1781 1.0000
14.000 1.1297 0.07785 0.06964 -0.0317 0.1547 1.0000
14.250 1.1225 0.08182 0.07344 -0.0317 0.1343 1.0000
14.500 1.1168 0.08591 0.07751 -0.0320 0.1132 1.0000
14.750 1.1118 0.08998 0.08157 -0.0325 0.0972 1.0000
15.000 1.1057 0.09432 0.08584 -0.0332 0.0834 1.0000
15.250 1.0984 0.09896 0.09044 -0.0341 0.0698 1.0000
15.500 1.0931 0.10341 0.09487 -0.0351 0.0597 1.0000
15.750 1.0893 0.10775 0.09930 -0.0360 0.0502 1.0000
16.000 1.0873 0.11183 0.10345 -0.0369 0.0442 1.0000
16.250 1.0868 0.11574 0.10748 -0.0379 0.0395 1.0000
16.500 1.0847 0.11989 0.11163 -0.0393 0.0360 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to HORSTMANN AND QUAST HQ-17/14.38 AIRFOIL (MEASURED) (hq17-il)