HORSTMANN AND QUAST HQ-17/14.38 AIRFOIL (MEASURED) (hq17-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: HORSTMANN AND QUAST HQ-17/14.38 AIRFOIL (MEASURED) (hq17-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 22.47 at α=12.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-hq17-il-50000.txt Download as CSV file: xf-hq17-il-50000.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 = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.000 -0.5186 0.12115 0.11616 -0.0103 1.0000 0.2651
-6.750 -0.5207 0.11849 0.11354 -0.0077 1.0000 0.2796
-6.500 -0.5237 0.11587 0.11097 -0.0051 1.0000 0.2939
-6.250 -0.5272 0.11337 0.10851 -0.0025 1.0000 0.3081
-6.000 -0.5380 0.11113 0.10633 0.0006 1.0000 0.3231
-5.750 -0.5522 0.10907 0.10434 0.0040 1.0000 0.3384
-5.500 -0.5734 0.10711 0.10246 0.0070 1.0000 0.3546
-5.250 -0.5577 0.10429 0.09962 0.0110 1.0000 0.3820
-5.000 -0.5550 0.10202 0.09738 0.0150 1.0000 0.4113
-4.750 -0.5658 0.10033 0.09575 0.0199 1.0000 0.4445
-3.250 -0.4911 0.05885 0.05158 -0.0331 1.0000 0.1680
-3.000 -0.4561 0.05528 0.04686 -0.0352 1.0000 0.1454
-2.750 -0.4340 0.05242 0.04381 -0.0352 1.0000 0.1405
-2.500 -0.4039 0.05029 0.04067 -0.0356 1.0000 0.1310
-2.250 -0.3811 0.04831 0.03846 -0.0353 1.0000 0.1292
-2.000 -0.3576 0.04682 0.03663 -0.0350 1.0000 0.1283
-1.750 -0.3338 0.04586 0.03522 -0.0345 1.0000 0.1307
-1.500 -0.3122 0.04479 0.03406 -0.0340 1.0000 0.1352
-1.250 -0.2902 0.04412 0.03323 -0.0332 1.0000 0.1389
-1.000 -0.2683 0.04369 0.03260 -0.0321 1.0000 0.1432
-0.750 -0.2482 0.04336 0.03221 -0.0305 1.0000 0.1496
-0.500 -0.2277 0.04328 0.03205 -0.0293 1.0000 0.1621
-0.250 -0.2066 0.04313 0.03200 -0.0286 1.0000 0.1849
0.000 -0.1784 0.04220 0.03187 -0.0293 1.0000 0.2799
0.250 -0.1883 0.03992 0.03205 -0.0158 1.0000 1.0000
0.500 -0.1702 0.04047 0.03207 -0.0154 1.0000 1.0000
0.750 -0.1520 0.04109 0.03232 -0.0152 1.0000 1.0000
1.000 -0.1336 0.04178 0.03269 -0.0152 1.0000 1.0000
1.250 -0.1149 0.04253 0.03315 -0.0153 1.0000 1.0000
1.500 -0.0960 0.04335 0.03372 -0.0154 1.0000 1.0000
1.750 -0.0770 0.04421 0.03436 -0.0157 1.0000 1.0000
2.000 -0.0581 0.04513 0.03508 -0.0159 1.0000 1.0000
2.250 -0.0391 0.04610 0.03585 -0.0162 1.0000 1.0000
2.500 -0.0203 0.04711 0.03670 -0.0166 1.0000 1.0000
2.750 0.0092 0.04900 0.03841 -0.0190 0.9955 1.0000
3.000 0.0383 0.05083 0.04006 -0.0215 0.9886 1.0000
3.250 0.0743 0.05372 0.04277 -0.0250 0.9824 1.0000
3.500 0.0996 0.05503 0.04398 -0.0269 0.9720 1.0000
3.750 0.1244 0.05662 0.04547 -0.0286 0.9626 1.0000
4.000 0.1606 0.05977 0.04850 -0.0322 0.9555 1.0000
4.250 0.1808 0.06067 0.04936 -0.0331 0.9439 1.0000
4.500 0.2010 0.06200 0.05066 -0.0340 0.9339 1.0000
4.750 0.2294 0.06448 0.05308 -0.0363 0.9266 1.0000
5.000 0.2540 0.06624 0.05482 -0.0379 0.9156 1.0000
5.250 0.2709 0.06747 0.05605 -0.0384 0.9050 1.0000
5.500 0.2911 0.06929 0.05787 -0.0394 0.8962 1.0000
5.750 0.3244 0.07240 0.06096 -0.0425 0.8872 1.0000
6.000 0.3393 0.07348 0.06208 -0.0427 0.8752 1.0000
6.250 0.3563 0.07503 0.06366 -0.0433 0.8634 1.0000
6.500 0.3748 0.07685 0.06553 -0.0441 0.8518 1.0000
6.750 0.3950 0.07895 0.06767 -0.0452 0.8409 1.0000
7.000 0.4212 0.08164 0.07041 -0.0473 0.8306 1.0000
7.250 0.4471 0.08416 0.07299 -0.0492 0.8183 1.0000
7.500 0.4587 0.08550 0.07441 -0.0491 0.8059 1.0000
7.750 0.4724 0.08728 0.07628 -0.0495 0.7937 1.0000
8.000 0.4879 0.08933 0.07841 -0.0501 0.7818 1.0000
8.250 0.5049 0.09153 0.08070 -0.0510 0.7695 1.0000
8.500 0.5222 0.09384 0.08310 -0.0519 0.7572 1.0000
8.750 0.5410 0.09631 0.08570 -0.0531 0.7449 1.0000
9.000 0.5586 0.09863 0.08813 -0.0540 0.7311 1.0000
9.250 0.5750 0.10095 0.09056 -0.0549 0.7173 1.0000
9.500 0.5900 0.10307 0.09279 -0.0555 0.7014 1.0000
9.750 0.6755 0.09920 0.08914 -0.0561 0.6178 1.0000
10.000 0.7264 0.09901 0.08914 -0.0574 0.5933 1.0000
10.250 0.7308 0.10060 0.09086 -0.0565 0.5746 1.0000
10.500 0.7498 0.10192 0.09237 -0.0565 0.5570 1.0000
10.750 0.7741 0.10300 0.09363 -0.0567 0.5400 1.0000
11.000 0.8035 0.10377 0.09462 -0.0570 0.5236 1.0000
11.250 0.8367 0.10414 0.09522 -0.0572 0.5075 1.0000
11.500 0.8451 0.10605 0.09734 -0.0567 0.4903 1.0000
11.750 0.8640 0.10644 0.09793 -0.0558 0.4688 1.0000
12.000 0.9056 0.10343 0.09522 -0.0539 0.4436 1.0000
12.250 0.9997 0.09217 0.08459 -0.0501 0.4203 1.0000
12.500 1.2399 0.05634 0.04972 -0.0420 0.3622 1.0000
12.750 1.2551 0.05586 0.04875 -0.0385 0.3031 1.0000
13.000 1.2461 0.05834 0.05099 -0.0355 0.2676 1.0000
13.250 1.2462 0.06044 0.05267 -0.0332 0.2309 1.0000
13.500 1.2466 0.06326 0.05535 -0.0311 0.1998 1.0000
13.750 1.2417 0.06629 0.05818 -0.0292 0.1728 1.0000
14.000 1.2334 0.06960 0.06119 -0.0275 0.1475 1.0000
14.250 1.2217 0.07346 0.06506 -0.0262 0.1282 1.0000
14.500 1.2187 0.07683 0.06815 -0.0252 0.1077 1.0000
14.750 1.2234 0.08037 0.07184 -0.0242 0.0924 1.0000
15.000 1.2391 0.08363 0.07517 -0.0234 0.0808 1.0000
15.250 1.2472 0.08755 0.07942 -0.0228 0.0755 1.0000
15.500 1.2693 0.09181 0.08376 -0.0225 0.0708 1.0000
15.750 1.2547 0.09682 0.08917 -0.0223 0.0703 1.0000
16.000 1.2379 0.10220 0.09490 -0.0225 0.0700 1.0000
16.250 1.2193 0.10793 0.10094 -0.0233 0.0700 1.0000
16.500 1.1999 0.11403 0.10731 -0.0248 0.0702 1.0000
16.750 1.1790 0.12062 0.11413 -0.0269 0.0705 1.0000
17.000 1.1582 0.12763 0.12134 -0.0297 0.0709 1.0000
17.250 1.1381 0.13509 0.12895 -0.0331 0.0713 1.0000
17.750 0.9902 0.18302 0.17697 -0.0648 0.0987 1.0000
18.000 0.9889 0.18967 0.18358 -0.0680 0.0979 1.0000
18.250 0.9918 0.19536 0.18925 -0.0704 0.0971 1.0000
18.500 0.9953 0.20126 0.19513 -0.0728 0.0966 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to HORSTMANN AND QUAST HQ-17/14.38 AIRFOIL (MEASURED) (hq17-il)