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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to HORSTMANN AND QUAST HQ-17/14.38 AIRFOIL (MEASURED) (hq17-il)