HQ 3.5/9 AIRFOIL (hq359-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: HQ 3.5/9 AIRFOIL (hq359-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 39.34 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-hq359-il-50000.txt Download as CSV file: xf-hq359-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: HQ 3.5/9 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.3649 0.10372 0.09740 -0.0297 1.0000 0.1911
-7.750 -0.3538 0.09972 0.09344 -0.0278 1.0000 0.2009
-7.500 -0.3780 0.09978 0.09370 -0.0265 1.0000 0.2053
-7.250 -0.3682 0.09608 0.09005 -0.0243 1.0000 0.2167
-7.000 -0.3742 0.09382 0.08791 -0.0219 1.0000 0.2249
-6.750 -0.3943 0.09327 0.08751 -0.0195 1.0000 0.2324
-6.500 -0.3938 0.09057 0.08489 -0.0168 1.0000 0.2444
-6.250 -0.3984 0.08832 0.08274 -0.0144 1.0000 0.2569
-6.000 -0.4038 0.08622 0.08074 -0.0120 1.0000 0.2700
-5.750 -0.4102 0.08425 0.07886 -0.0098 1.0000 0.2855
-5.500 -0.4238 0.08279 0.07751 -0.0091 1.0000 0.3030
-5.250 -0.4169 0.07994 0.07472 -0.0039 1.0000 0.3273
-5.000 -0.4178 0.07781 0.07263 0.0000 1.0000 0.3544
-3.250 -0.2346 0.04143 0.03377 -0.0563 1.0000 0.1479
-3.000 -0.1992 0.03802 0.02973 -0.0583 1.0000 0.1323
-2.750 -0.1639 0.03545 0.02635 -0.0596 1.0000 0.1212
-2.500 -0.1345 0.03299 0.02352 -0.0600 1.0000 0.1165
-2.250 -0.1050 0.03102 0.02109 -0.0600 1.0000 0.1146
-2.000 -0.0778 0.02951 0.01922 -0.0596 1.0000 0.1169
-1.750 -0.0529 0.02819 0.01768 -0.0590 1.0000 0.1309
-1.500 -0.0281 0.02694 0.01630 -0.0579 1.0000 0.1478
-1.250 -0.0006 0.02564 0.01507 -0.0576 1.0000 0.1888
-1.000 0.0312 0.02239 0.01446 -0.0572 1.0000 0.6850
-0.750 0.0319 0.02149 0.01371 -0.0503 1.0000 1.0000
-0.500 0.0560 0.02196 0.01357 -0.0505 1.0000 1.0000
-0.250 0.0794 0.02246 0.01363 -0.0508 1.0000 1.0000
0.000 0.1021 0.02300 0.01378 -0.0510 1.0000 1.0000
0.250 0.1241 0.02359 0.01406 -0.0513 1.0000 1.0000
0.500 0.1457 0.02421 0.01444 -0.0514 1.0000 1.0000
0.750 0.1667 0.02489 0.01490 -0.0516 1.0000 1.0000
1.000 0.1872 0.02561 0.01543 -0.0518 1.0000 1.0000
1.250 0.2072 0.02638 0.01601 -0.0519 1.0000 1.0000
1.500 0.2268 0.02720 0.01670 -0.0521 1.0000 1.0000
1.750 0.2458 0.02809 0.01748 -0.0522 1.0000 1.0000
2.000 0.2830 0.02945 0.01874 -0.0559 0.9902 1.0000
2.250 0.3347 0.03110 0.02027 -0.0620 0.9719 1.0000
2.500 0.3873 0.03247 0.02160 -0.0678 0.9485 1.0000
2.750 0.4411 0.03359 0.02271 -0.0733 0.9240 1.0000
3.000 0.4955 0.03449 0.02364 -0.0784 0.9016 1.0000
3.250 0.5332 0.03517 0.02437 -0.0806 0.8793 1.0000
3.500 0.5832 0.03571 0.02501 -0.0844 0.8590 1.0000
3.750 0.6214 0.03613 0.02558 -0.0861 0.8363 1.0000
4.000 0.6635 0.03633 0.02593 -0.0880 0.8140 1.0000
4.250 0.7168 0.03599 0.02579 -0.0909 0.7926 1.0000
4.500 0.7573 0.03568 0.02575 -0.0917 0.7679 1.0000
4.750 0.8052 0.03479 0.02511 -0.0928 0.7433 1.0000
5.000 0.8593 0.03321 0.02382 -0.0938 0.7191 1.0000
5.250 0.9105 0.03139 0.02235 -0.0939 0.6923 1.0000
5.500 0.9565 0.02975 0.02095 -0.0933 0.6612 1.0000
5.750 1.0054 0.02800 0.01934 -0.0928 0.6278 1.0000
6.000 1.0360 0.02765 0.01907 -0.0912 0.5901 1.0000
6.250 1.0664 0.02759 0.01909 -0.0897 0.5544 1.0000
6.500 1.0946 0.02789 0.01937 -0.0884 0.5205 1.0000
6.750 1.1211 0.02850 0.01995 -0.0870 0.4886 1.0000
7.000 1.1436 0.02943 0.02093 -0.0854 0.4574 1.0000
7.250 1.1663 0.03043 0.02196 -0.0839 0.4264 1.0000
7.500 1.1895 0.03148 0.02296 -0.0824 0.3947 1.0000
7.750 1.2078 0.03280 0.02445 -0.0804 0.3626 1.0000
8.000 1.2255 0.03411 0.02576 -0.0782 0.3277 1.0000
8.250 1.2385 0.03545 0.02707 -0.0754 0.2887 1.0000
8.500 1.2472 0.03666 0.02793 -0.0721 0.2424 1.0000
8.750 1.2437 0.03813 0.02940 -0.0674 0.1971 1.0000
9.000 1.2376 0.03990 0.03095 -0.0625 0.1535 1.0000
9.250 1.2304 0.04174 0.03237 -0.0583 0.1209 1.0000
9.500 1.2354 0.04472 0.03510 -0.0556 0.0959 1.0000
9.750 1.2525 0.04849 0.03909 -0.0540 0.0814 1.0000
10.000 1.2707 0.05230 0.04286 -0.0532 0.0714 1.0000
10.250 1.2748 0.05594 0.04718 -0.0505 0.0680 1.0000
10.500 1.2786 0.06012 0.05186 -0.0482 0.0661 1.0000
10.750 1.2749 0.06422 0.05638 -0.0456 0.0651 1.0000
11.000 1.2646 0.06828 0.06081 -0.0428 0.0648 1.0000
11.250 1.2488 0.07247 0.06534 -0.0404 0.0649 1.0000
11.500 1.2289 0.07697 0.07016 -0.0387 0.0654 1.0000
11.750 1.2061 0.08195 0.07542 -0.0381 0.0660 1.0000
12.000 1.1816 0.08753 0.08125 -0.0388 0.0667 1.0000
12.250 1.1569 0.09379 0.08770 -0.0407 0.0677 1.0000
12.500 1.1320 0.10084 0.09491 -0.0439 0.0686 1.0000
12.750 1.1095 0.10852 0.10268 -0.0480 0.0696 1.0000
13.000 1.0913 0.11647 0.11069 -0.0524 0.0706 1.0000
13.250 1.0779 0.12439 0.11863 -0.0565 0.0714 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to HQ 3.5/9 AIRFOIL (hq359-il)