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

ONERA HOR20 AIRFOIL (hor20-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: ONERA HOR20 AIRFOIL (hor20-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 4.12 at α=9.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-hor20-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-hor20-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: ONERA HOR20 AIRFOIL                             
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.750  -0.2301   0.13835   0.13037  -0.0158   1.0000   0.3077
 -10.500  -0.2202   0.13605   0.12810  -0.0165   1.0000   0.3161
 -10.250  -0.2546   0.13907   0.13122  -0.0177   1.0000   0.3219
 -10.000  -0.2084   0.13071   0.12287  -0.0185   1.0000   0.3263
  -9.750  -0.1919   0.12763   0.11984  -0.0191   1.0000   0.3332
  -9.500  -0.2188   0.12979   0.12208  -0.0199   1.0000   0.3419
  -9.250  -0.1903   0.12369   0.11605  -0.0208   1.0000   0.3457
  -9.000  -0.1685   0.12020   0.11263  -0.0213   1.0000   0.3526
  -8.750  -0.1804   0.12041   0.11295  -0.0213   1.0000   0.3619
  -8.500  -0.2028   0.12059   0.11331  -0.0199   1.0000   0.3651
  -8.250  -0.1923   0.11801   0.11085  -0.0169   1.0000   0.3689
  -8.000  -0.2103   0.11904   0.11204  -0.0120   1.0000   0.3726
  -7.750  -0.2323   0.12032   0.11345  -0.0077   1.0000   0.3776
  -7.500  -0.2734   0.12311   0.11636  -0.0050   0.9982   0.3848
  -7.250  -0.2225   0.11635   0.10954  -0.0120   0.9893   0.3914
  -7.000  -0.1965   0.11360   0.10673  -0.0178   0.9786   0.4060
  -6.750  -0.1656   0.10888   0.10197  -0.0237   0.9682   0.4131
  -6.500  -0.1295   0.10553   0.09855  -0.0301   0.9598   0.4288
  -6.250  -0.1013   0.10131   0.09431  -0.0350   0.9479   0.4363
  -6.000  -0.0689   0.09836   0.09130  -0.0404   0.9380   0.4520
  -5.750  -0.0309   0.09375   0.08664  -0.0459   0.9281   0.4609
  -5.500  -0.0205   0.09254   0.08540  -0.0480   0.9148   0.4758
  -5.250   0.0279   0.08746   0.08026  -0.0534   0.9059   0.4860
  -5.000   0.0102   0.08828   0.08109  -0.0516   0.8901   0.4999
  -4.750   0.0661   0.08295   0.07567  -0.0563   0.8816   0.5107
  -4.500   0.0279   0.08507   0.07784  -0.0520   0.8659   0.5233
  -4.250   0.0908   0.07967   0.07236  -0.0563   0.8567   0.5359
  -4.000   0.0687   0.08008   0.07280  -0.0530   0.8435   0.5481
  -3.750   0.0933   0.07818   0.07086  -0.0532   0.8340   0.5668
  -3.500   0.1163   0.07579   0.06846  -0.0535   0.8219   0.5775
  -3.250  -0.0690   0.06814   0.06053  -0.0627   0.8106   0.4019
  -3.000  -0.0903   0.06689   0.05924  -0.0614   0.7983   0.4030
  -2.750  -0.0627   0.06350   0.05564  -0.0671   0.7911   0.4117
  -2.500  -0.0692   0.06406   0.05627  -0.0631   0.7807   0.4158
  -2.250  -0.0566   0.06310   0.05524  -0.0636   0.7713   0.4229
  -2.000  -0.0103   0.06040   0.05232  -0.0697   0.7650   0.4356
  -1.750  -0.0356   0.06137   0.05333  -0.0651   0.7543   0.4376
  -1.500  -0.0176   0.06103   0.05294  -0.0652   0.7459   0.4461
  -1.250   0.0413   0.05905   0.05078  -0.0709   0.7398   0.4605
  -1.000   0.0107   0.06047   0.05223  -0.0663   0.7298   0.4622
  -0.750   0.0285   0.06041   0.05210  -0.0670   0.7217   0.4716
  -0.500   0.0877   0.05908   0.05065  -0.0714   0.7151   0.4857
  -0.250   0.0645   0.06067   0.05226  -0.0678   0.7066   0.4887
   0.000   0.0816   0.06095   0.05238  -0.0698   0.6984   0.4992
   0.250   0.1253   0.06042   0.05185  -0.0710   0.6913   0.5108
   0.500   0.1272   0.06166   0.05303  -0.0707   0.6839   0.5186
   0.750   0.1328   0.06278   0.05410  -0.0709   0.6764   0.5263
   1.000   0.1616   0.06303   0.05436  -0.0712   0.6692   0.5374
   1.250   0.1939   0.06338   0.05462  -0.0730   0.6619   0.5502
   1.500   0.1842   0.06552   0.05682  -0.0715   0.6558   0.5556
   1.750   0.2017   0.06676   0.05797  -0.0729   0.6494   0.5671
   2.000   0.2615   0.06578   0.05699  -0.0743   0.6409   0.5851
   2.250   0.2463   0.06879   0.05995  -0.0742   0.6358   0.5913
   2.500   0.2440   0.07090   0.06215  -0.0736   0.6324   0.5983
   2.750   0.2503   0.07285   0.06412  -0.0737   0.6289   0.6082
   3.000   0.2643   0.07458   0.06585  -0.0745   0.6251   0.6201
   3.250   0.2829   0.07626   0.06754  -0.0751   0.6217   0.6341
   3.500   0.2989   0.07822   0.06954  -0.0758   0.6199   0.6470
   3.750   0.3173   0.08054   0.07183  -0.0772   0.6186   0.6626
   4.000   0.3369   0.08273   0.07408  -0.0775   0.6159   0.6780
   4.250   0.2733   0.09355   0.08512  -0.0831   0.7136   0.6703
   4.500   0.2463   0.09207   0.08367  -0.0785   0.6992   0.6756
   4.750   0.2878   0.09519   0.08681  -0.0812   0.6911   0.6988
   5.000   0.2818   0.09616   0.08777  -0.0796   0.6816   0.7107
   5.250   0.3063   0.09796   0.08962  -0.0802   0.6696   0.7319
   5.500   0.3559   0.10283   0.09460  -0.0833   0.6644   0.7636
   5.750   0.3251   0.10122   0.09306  -0.0790   0.6502   0.7714
   6.000   0.3626   0.10423   0.09623  -0.0804   0.6425   0.8091
   6.250   0.3514   0.10495   0.09710  -0.0780   0.6334   0.8336
   6.500   0.3652   0.10572   0.09816  -0.0769   0.6217   1.0000
   6.750   0.4244   0.11222   0.10441  -0.0843   0.6161   1.0000
   7.000   0.4023   0.11116   0.10332  -0.0821   0.6010   1.0000
   7.250   0.4556   0.11664   0.10857  -0.0872   0.5943   1.0000
   7.500   0.4337   0.11676   0.10865  -0.0853   0.5832   1.0000
   7.750   0.4666   0.12024   0.11197  -0.0875   0.5737   1.0000
   8.000   0.4892   0.12459   0.11619  -0.0893   0.5686   1.0000
   8.250   0.4809   0.12481   0.11638  -0.0881   0.5550   1.0000
   8.500   0.5252   0.13006   0.12150  -0.0906   0.5486   1.0000
   8.750   0.5031   0.13026   0.12168  -0.0891   0.5389   1.0000
   9.000   0.5258   0.13327   0.12460  -0.0899   0.5297   1.0000
   9.250   0.5788   0.14063   0.13186  -0.0928   0.5252   1.0000
   9.500   0.5386   0.13814   0.12938  -0.0904   0.5133   1.0000
   9.750   0.5674   0.14199   0.13317  -0.0914   0.5061   1.0000
<< Back to ONERA HOR20 AIRFOIL (hor20-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to ONERA HOR20 AIRFOIL (hor20-il)