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=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
<< 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)