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

HORSTMANN AND QUAST HQ-17/14.38 AIRFOIL (MEASURED) (hq17-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: HORSTMANN AND QUAST HQ-17/14.38 AIRFOIL (MEASURED) (hq17-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 34.17 at α=11.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-hq17-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-hq17-il-100000.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 =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.000  -0.2925   0.11482   0.11055  -0.0691   0.9504   0.0965
  -8.750  -0.3052   0.11239   0.10817  -0.0707   0.9464   0.1000
  -8.500  -0.3290   0.10989   0.10575  -0.0749   0.9430   0.1014
  -8.250  -0.2976   0.10556   0.10137  -0.0737   0.9416   0.1075
  -8.000  -0.3190   0.10464   0.10053  -0.0693   0.9377   0.1089
  -7.750  -0.3338   0.10261   0.09855  -0.0682   0.9338   0.1113
  -7.500  -0.3547   0.10011   0.09610  -0.0690   0.9303   0.1134
  -7.250  -0.5264   0.11335   0.10983  -0.0219   1.0000   0.0925
  -7.000  -0.5398   0.11090   0.10743  -0.0206   1.0000   0.0942
  -6.750  -0.4405   0.09407   0.09008  -0.0648   0.9241   0.1154
  -6.500  -0.5187   0.09690   0.09322  -0.0457   0.9625   0.1047
  -6.250  -0.4948   0.09208   0.08816  -0.0538   0.9444   0.1152
  -6.000  -0.6066   0.09416   0.09035  -0.0331   0.9946   0.1028
  -5.750  -0.5906   0.09142   0.08783  -0.0291   0.9930   0.1063
  -5.500  -0.5843   0.08707   0.08286  -0.0382   0.9857   0.1169
  -5.250  -0.5662   0.08350   0.07969  -0.0353   0.9832   0.1218
  -5.000  -0.5574   0.07918   0.07501  -0.0392   0.9777   0.1329
  -4.750  -0.5396   0.07636   0.07227  -0.0391   0.9728   0.1402
  -4.500  -0.5147   0.07369   0.06900  -0.0452   0.9689   0.1615
  -4.250  -0.5073   0.06961   0.06517  -0.0428   0.9637   0.1653
  -4.000  -0.4844   0.06675   0.06215  -0.0447   0.9584   0.1818
  -3.750  -0.4581   0.06467   0.05987  -0.0475   0.9554   0.2091
  -3.250  -0.3765   0.05206   0.04512  -0.0530   0.9457   0.1053
  -3.000  -0.3351   0.04853   0.04075  -0.0542   0.9430   0.0820
  -2.750  -0.3071   0.04651   0.03806  -0.0539   0.9404   0.0768
  -2.500  -0.2837   0.04530   0.03668  -0.0538   0.9327   0.0792
  -2.250  -0.2482   0.04471   0.03572  -0.0551   0.9293   0.0789
  -2.000  -0.2233   0.04427   0.03503  -0.0548   0.9268   0.0789
  -1.750  -0.2024   0.04338   0.03404  -0.0539   0.9190   0.0800
  -1.500  -0.1673   0.04360   0.03415  -0.0554   0.9153   0.0826
  -1.250  -0.1521   0.04325   0.03374  -0.0538   0.9095   0.0863
  -1.000  -0.1249   0.04313   0.03372  -0.0543   0.9041   0.0934
  -0.750  -0.0903   0.04387   0.03442  -0.0558   0.9011   0.1030
  -0.500  -0.0821   0.04330   0.03391  -0.0533   0.8950   0.1135
  -0.250  -0.0618   0.04138   0.03428  -0.0530   0.8914   0.5476
   0.000  -0.0783   0.04272   0.03646  -0.0390   0.8871   0.8846
   0.250  -0.0267   0.04276   0.03645  -0.0431   0.8804   1.0000
   0.500   0.0002   0.04370   0.03713  -0.0441   0.8749   1.0000
   0.750   0.0079   0.04398   0.03726  -0.0420   0.8695   1.0000
   1.000   0.0352   0.04479   0.03787  -0.0431   0.8618   1.0000
   1.250   0.0524   0.04559   0.03852  -0.0427   0.8571   1.0000
   1.500   0.0796   0.04632   0.03908  -0.0437   0.8479   1.0000
   1.750   0.0952   0.04704   0.03969  -0.0431   0.8419   1.0000
   2.000   0.1260   0.04803   0.04053  -0.0447   0.8340   1.0000
   2.250   0.1444   0.04907   0.04148  -0.0447   0.8298   1.0000
   2.500   0.1776   0.04997   0.04225  -0.0464   0.8193   1.0000
   2.750   0.1896   0.05040   0.04262  -0.0453   0.8096   1.0000
   3.000   0.2820   0.04893   0.04089  -0.0516   0.7638   1.0000
   3.250   0.3003   0.04933   0.04124  -0.0511   0.7526   1.0000
   3.500   0.3271   0.04985   0.04170  -0.0516   0.7431   1.0000
   3.750   0.3612   0.05041   0.04220  -0.0531   0.7365   1.0000
   4.000   0.3759   0.05123   0.04301  -0.0525   0.7283   1.0000
   4.250   0.4097   0.05185   0.04359  -0.0540   0.7226   1.0000
   4.500   0.4235   0.05273   0.04447  -0.0532   0.7138   1.0000
   4.750   0.4622   0.05315   0.04488  -0.0551   0.7081   1.0000
   5.000   0.4733   0.05409   0.04582  -0.0541   0.6984   1.0000
   5.250   0.5130   0.05449   0.04624  -0.0561   0.6936   1.0000
   5.500   0.5233   0.05548   0.04725  -0.0550   0.6833   1.0000
   5.750   0.5735   0.05525   0.04703  -0.0577   0.6786   1.0000
   6.000   0.5901   0.05569   0.04753  -0.0569   0.6665   1.0000
   6.250   0.6101   0.05616   0.04803  -0.0565   0.6552   1.0000
   6.500   0.6557   0.05569   0.04762  -0.0584   0.6509   1.0000
   6.750   0.6669   0.05667   0.04865  -0.0574   0.6393   1.0000
   7.000   0.7124   0.05614   0.04821  -0.0592   0.6360   1.0000
   7.250   0.7229   0.05716   0.04930  -0.0582   0.6241   1.0000
   7.500   0.7392   0.05795   0.05017  -0.0576   0.6133   1.0000
   7.750   0.7818   0.05721   0.04955  -0.0589   0.6092   1.0000
   8.000   0.7943   0.05822   0.05066  -0.0580   0.5974   1.0000
   8.250   0.8409   0.05698   0.04955  -0.0594   0.5942   1.0000
   8.500   0.8557   0.05759   0.05026  -0.0584   0.5816   1.0000
   8.750   0.9103   0.05495   0.04782  -0.0597   0.5781   1.0000
   9.000   0.9376   0.05396   0.04696  -0.0589   0.5662   1.0000
   9.250   0.9985   0.05016   0.04341  -0.0602   0.5644   1.0000
   9.750   1.0736   0.04621   0.03984  -0.0598   0.5501   1.0000
  10.250   1.1310   0.04299   0.03701  -0.0576   0.5251   1.0000
  10.500   1.1683   0.04085   0.03508  -0.0571   0.5126   1.0000
  10.750   1.2096   0.03844   0.03287  -0.0570   0.4965   1.0000
  11.000   1.2383   0.03698   0.03148  -0.0557   0.4684   1.0000
  11.250   1.2547   0.03672   0.03117  -0.0537   0.4301   1.0000
  11.500   1.2580   0.03766   0.03187  -0.0509   0.3842   1.0000
  11.750   1.2585   0.03917   0.03308  -0.0483   0.3402   1.0000
  12.000   1.2517   0.04153   0.03521  -0.0455   0.2978   1.0000
  12.250   1.2441   0.04414   0.03755  -0.0431   0.2596   1.0000
  12.500   1.2365   0.04699   0.04019  -0.0409   0.2237   1.0000
  12.750   1.2283   0.05009   0.04309  -0.0391   0.1887   1.0000
  13.000   1.2213   0.05325   0.04604  -0.0376   0.1593   1.0000
  13.250   1.2143   0.05652   0.04909  -0.0362   0.1357   1.0000
  13.500   1.2082   0.05993   0.05238  -0.0351   0.1097   1.0000
  13.750   1.1978   0.06393   0.05618  -0.0341   0.0852   1.0000
  14.000   1.1843   0.06844   0.06052  -0.0328   0.0630   1.0000
  14.250   1.1778   0.07227   0.06428  -0.0319   0.0501   1.0000
  14.500   1.1792   0.07521   0.06724  -0.0310   0.0431   1.0000
  14.750   1.1838   0.07779   0.06986  -0.0304   0.0391   1.0000
  15.000   1.1982   0.07932   0.07141  -0.0291   0.0359   1.0000
  15.250   1.2152   0.08083   0.07308  -0.0282   0.0336   1.0000
  15.500   1.2316   0.08259   0.07498  -0.0274   0.0318   1.0000
  15.750   1.2469   0.08465   0.07718  -0.0268   0.0307   1.0000
  16.000   1.2618   0.08710   0.07979  -0.0263   0.0298   1.0000
  16.250   1.2728   0.09029   0.08320  -0.0260   0.0293   1.0000
  16.500   1.2756   0.09438   0.08755  -0.0259   0.0290   1.0000
  16.750   1.2701   0.09937   0.09283  -0.0262   0.0287   1.0000
  17.000   1.2596   0.10442   0.09816  -0.0269   0.0286   1.0000
  17.250   1.2462   0.10982   0.10383  -0.0280   0.0286   1.0000
  17.500   1.2314   0.11537   0.10964  -0.0297   0.0286   1.0000
  17.750   1.2149   0.12130   0.11582  -0.0319   0.0286   1.0000
  18.000   1.1986   0.12726   0.12203  -0.0346   0.0289   1.0000
  18.250   1.1771   0.13447   0.12952  -0.0385   0.0293   1.0000
  18.500   1.1104   0.15261   0.14824  -0.0499   0.0319   1.0000
  18.750   1.0619   0.17016   0.16598  -0.0615   0.0338   1.0000
<< Back to HORSTMANN AND QUAST HQ-17/14.38 AIRFOIL (MEASURED) (hq17-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to HORSTMANN AND QUAST HQ-17/14.38 AIRFOIL (MEASURED) (hq17-il)