HQ 3.5/10 AIRFOIL (hq3510-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: HQ 3.5/10 AIRFOIL (hq3510-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 37.42 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-hq3510-il-50000.txt Download as CSV file: xf-hq3510-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: HQ 3.5/10 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.3523 0.11557 0.10889 -0.0342 1.0000 0.1762
-9.000 -0.3374 0.11088 0.10422 -0.0326 1.0000 0.1842
-8.750 -0.3536 0.11038 0.10389 -0.0331 1.0000 0.1905
-8.500 -0.3408 0.10628 0.09982 -0.0312 1.0000 0.2017
-8.250 -0.3419 0.10365 0.09729 -0.0301 1.0000 0.2104
-8.000 -0.3577 0.10297 0.09677 -0.0291 1.0000 0.2185
-7.750 -0.3533 0.09998 0.09381 -0.0269 1.0000 0.2313
-7.500 -0.3524 0.09735 0.09126 -0.0247 1.0000 0.2424
-7.250 -0.3830 0.09771 0.09182 -0.0220 1.0000 0.2473
-7.000 -0.3832 0.09524 0.08943 -0.0190 1.0000 0.2608
-6.750 -0.3881 0.09316 0.08745 -0.0158 1.0000 0.2743
-6.500 -0.3929 0.09112 0.08550 -0.0126 1.0000 0.2874
-6.250 -0.4004 0.08930 0.08378 -0.0093 1.0000 0.3009
-6.000 -0.4105 0.08769 0.08227 -0.0063 1.0000 0.3163
-5.750 -0.4277 0.08653 0.08124 -0.0039 1.0000 0.3327
-5.500 -0.4164 0.08355 0.07830 0.0006 1.0000 0.3571
-5.250 -0.4175 0.08144 0.07626 0.0045 1.0000 0.3827
-5.000 -0.4180 0.07951 0.07440 0.0088 1.0000 0.4121
-4.750 -0.4239 0.07806 0.07304 0.0132 1.0000 0.4447
-4.500 -0.4140 0.07559 0.07061 0.0185 1.0000 0.4852
-3.750 -0.3060 0.04583 0.03841 -0.0524 1.0000 0.1481
-3.500 -0.2745 0.04158 0.03372 -0.0542 1.0000 0.1293
-3.250 -0.2394 0.03837 0.02963 -0.0560 1.0000 0.1188
-3.000 -0.2097 0.03604 0.02669 -0.0568 1.0000 0.1198
-2.750 -0.1815 0.03374 0.02396 -0.0571 1.0000 0.1213
-2.500 -0.1551 0.03170 0.02166 -0.0569 1.0000 0.1241
-2.250 -0.1290 0.03029 0.01991 -0.0565 1.0000 0.1361
-2.000 -0.1050 0.02884 0.01844 -0.0557 1.0000 0.1531
-1.750 -0.0810 0.02766 0.01722 -0.0548 1.0000 0.1788
-1.500 -0.0545 0.02656 0.01621 -0.0545 1.0000 0.2211
-1.250 -0.0229 0.02386 0.01588 -0.0547 1.0000 0.5940
-1.000 -0.0355 0.02257 0.01544 -0.0438 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0101 0.02303 0.01516 -0.0443 1.0000 1.0000
-0.500 0.0143 0.02354 0.01520 -0.0449 1.0000 1.0000
-0.250 0.0379 0.02409 0.01536 -0.0455 1.0000 1.0000
0.000 0.0608 0.02469 0.01564 -0.0461 1.0000 1.0000
0.250 0.0829 0.02533 0.01597 -0.0465 1.0000 1.0000
0.500 0.1045 0.02602 0.01642 -0.0469 1.0000 1.0000
0.750 0.1255 0.02675 0.01694 -0.0472 1.0000 1.0000
1.000 0.1460 0.02753 0.01754 -0.0475 1.0000 1.0000
1.250 0.1660 0.02836 0.01819 -0.0478 1.0000 1.0000
1.500 0.1990 0.02965 0.01931 -0.0506 0.9942 1.0000
1.750 0.2451 0.03120 0.02071 -0.0558 0.9785 1.0000
2.000 0.2889 0.03263 0.02203 -0.0604 0.9623 1.0000
2.250 0.3398 0.03410 0.02340 -0.0658 0.9431 1.0000
2.500 0.3845 0.03515 0.02440 -0.0697 0.9201 1.0000
2.750 0.4352 0.03613 0.02536 -0.0742 0.8977 1.0000
3.000 0.4764 0.03689 0.02612 -0.0770 0.8763 1.0000
3.250 0.5227 0.03759 0.02685 -0.0803 0.8569 1.0000
3.500 0.5568 0.03818 0.02752 -0.0817 0.8359 1.0000
3.750 0.6074 0.03844 0.02788 -0.0849 0.8169 1.0000
4.000 0.6377 0.03885 0.02837 -0.0853 0.7945 1.0000
4.250 0.6909 0.03854 0.02826 -0.0880 0.7754 1.0000
4.500 0.7235 0.03856 0.02842 -0.0880 0.7517 1.0000
4.750 0.7847 0.03722 0.02731 -0.0906 0.7332 1.0000
5.000 0.8220 0.03655 0.02683 -0.0902 0.7086 1.0000
5.250 0.8683 0.03523 0.02577 -0.0904 0.6853 1.0000
5.500 0.9301 0.03273 0.02353 -0.0914 0.6640 1.0000
5.750 0.9743 0.03125 0.02227 -0.0909 0.6365 1.0000
6.000 1.0174 0.02996 0.02109 -0.0904 0.6073 1.0000
6.250 1.0473 0.02970 0.02091 -0.0890 0.5759 1.0000
6.500 1.0783 0.02959 0.02083 -0.0879 0.5460 1.0000
6.750 1.1073 0.02981 0.02112 -0.0868 0.5175 1.0000
7.000 1.1343 0.03031 0.02163 -0.0856 0.4904 1.0000
7.250 1.1605 0.03101 0.02232 -0.0845 0.4641 1.0000
7.500 1.1864 0.03184 0.02314 -0.0835 0.4382 1.0000
7.750 1.2097 0.03287 0.02420 -0.0822 0.4124 1.0000
8.000 1.2284 0.03416 0.02567 -0.0805 0.3870 1.0000
8.250 1.2475 0.03548 0.02707 -0.0788 0.3611 1.0000
8.500 1.2663 0.03690 0.02855 -0.0770 0.3349 1.0000
8.750 1.2840 0.03841 0.03011 -0.0751 0.3078 1.0000
9.000 1.2991 0.03997 0.03170 -0.0729 0.2793 1.0000
9.250 1.3111 0.04153 0.03326 -0.0703 0.2492 1.0000
9.500 1.3226 0.04265 0.03410 -0.0677 0.2156 1.0000
9.750 1.3213 0.04402 0.03554 -0.0636 0.1864 1.0000
10.000 1.3174 0.04569 0.03721 -0.0592 0.1578 1.0000
10.250 1.3101 0.04708 0.03845 -0.0549 0.1329 1.0000
10.500 1.3008 0.04917 0.04059 -0.0507 0.1144 1.0000
10.750 1.2964 0.05156 0.04289 -0.0474 0.0990 1.0000
11.000 1.2988 0.05504 0.04654 -0.0449 0.0879 1.0000
11.250 1.3044 0.05909 0.05076 -0.0431 0.0807 1.0000
11.500 1.2999 0.06267 0.05470 -0.0406 0.0764 1.0000
11.750 1.3078 0.06664 0.05860 -0.0396 0.0709 1.0000
12.000 1.2918 0.07058 0.06297 -0.0372 0.0701 1.0000
12.250 1.2741 0.07499 0.06774 -0.0356 0.0696 1.0000
12.500 1.2550 0.07983 0.07291 -0.0349 0.0695 1.0000
12.750 1.2344 0.08515 0.07851 -0.0350 0.0697 1.0000
13.000 1.2127 0.09100 0.08459 -0.0361 0.0700 1.0000
13.250 1.1919 0.09734 0.09113 -0.0380 0.0706 1.0000
13.500 1.1709 0.10423 0.09818 -0.0407 0.0711 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to HQ 3.5/10 AIRFOIL (hq3510-il)