HSNLF(1)-0213 AIRFOIL (hsnlf213-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: HSNLF(1)-0213 AIRFOIL (hsnlf213-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 28.31 at α=7° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-hsnlf213-il-50000.txt Download as CSV file: xf-hsnlf213-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: HSNLF(1)-0213 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.500 -0.5449 0.15269 0.14619 0.0029 1.0000 0.2095
-12.250 -0.5188 0.14654 0.14002 0.0035 1.0000 0.2181
-12.000 -0.5434 0.14615 0.13975 -0.0006 1.0000 0.2257
-11.750 -0.5102 0.13965 0.13320 0.0007 1.0000 0.2376
-11.500 -0.5034 0.13564 0.12923 -0.0004 1.0000 0.2466
-11.250 -0.5266 0.13475 0.12845 -0.0037 1.0000 0.2570
-11.000 -0.5051 0.12980 0.12349 -0.0032 1.0000 0.2717
-10.750 -0.4951 0.12597 0.11968 -0.0036 1.0000 0.2871
-10.500 -0.4902 0.12261 0.11635 -0.0041 1.0000 0.3031
-10.250 -0.4898 0.11960 0.11338 -0.0048 1.0000 0.3195
-10.000 -0.4813 0.11581 0.10963 -0.0050 1.0000 0.3363
-9.500 -0.4470 0.10758 0.10139 -0.0050 1.0000 0.3714
-9.250 -0.4339 0.10411 0.09793 -0.0049 1.0000 0.3914
-8.750 -0.4127 0.09759 0.09145 -0.0045 1.0000 0.4366
-8.500 -0.4034 0.09434 0.08820 -0.0047 1.0000 0.4549
-8.000 -0.4754 0.07640 0.07103 -0.0221 1.0000 0.2683
-7.750 -0.5232 0.07351 0.06827 -0.0193 1.0000 0.2747
-7.500 -0.5690 0.07083 0.06568 -0.0156 1.0000 0.2743
-7.250 -0.6187 0.06781 0.06267 -0.0124 1.0000 0.2731
-7.000 -0.6691 0.05758 0.05187 -0.0148 1.0000 0.1972
-6.750 -0.7195 0.05796 0.05048 -0.0138 1.0000 0.1500
-6.500 -0.7077 0.05418 0.04651 -0.0122 1.0000 0.1420
-6.250 -0.6997 0.05053 0.04206 -0.0100 1.0000 0.1312
-6.000 -0.6855 0.04714 0.03836 -0.0085 1.0000 0.1271
-5.750 -0.6697 0.04411 0.03481 -0.0069 1.0000 0.1240
-5.500 -0.6517 0.04164 0.03194 -0.0056 1.0000 0.1250
-5.250 -0.6313 0.03938 0.02925 -0.0044 1.0000 0.1266
-5.000 -0.6079 0.03723 0.02670 -0.0034 1.0000 0.1275
-4.750 -0.5836 0.03545 0.02451 -0.0024 1.0000 0.1307
-4.500 -0.5589 0.03371 0.02261 -0.0017 1.0000 0.1371
-4.250 -0.5329 0.03232 0.02112 -0.0008 1.0000 0.1444
-4.000 -0.1361 0.03243 0.02370 -0.0364 1.0000 1.0000
-3.750 -0.1340 0.03221 0.02330 -0.0340 1.0000 1.0000
-3.500 -0.1310 0.03202 0.02294 -0.0315 1.0000 1.0000
-3.250 -0.1273 0.03187 0.02261 -0.0291 1.0000 1.0000
-3.000 -0.1228 0.03174 0.02233 -0.0267 1.0000 1.0000
-2.750 -0.1178 0.03164 0.02208 -0.0243 1.0000 1.0000
-2.500 -0.1123 0.03156 0.02184 -0.0219 1.0000 1.0000
-2.250 -0.1064 0.03151 0.02166 -0.0196 1.0000 1.0000
-2.000 -0.1001 0.03147 0.02150 -0.0173 1.0000 1.0000
-1.750 -0.0936 0.03146 0.02136 -0.0149 1.0000 1.0000
-1.500 -0.0869 0.03146 0.02126 -0.0126 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0800 0.03148 0.02118 -0.0104 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0729 0.03151 0.02111 -0.0081 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0659 0.03156 0.02108 -0.0058 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0587 0.03162 0.02107 -0.0035 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0517 0.03170 0.02108 -0.0013 1.0000 1.0000
0.000 -0.0446 0.03179 0.02111 0.0010 1.0000 1.0000
0.250 -0.0377 0.03189 0.02115 0.0033 1.0000 1.0000
0.500 -0.0309 0.03200 0.02122 0.0055 1.0000 1.0000
0.750 -0.0242 0.03213 0.02131 0.0078 1.0000 1.0000
1.000 -0.0177 0.03226 0.02142 0.0100 1.0000 1.0000
1.250 -0.0115 0.03240 0.02154 0.0123 1.0000 1.0000
1.500 -0.0054 0.03255 0.02168 0.0145 1.0000 1.0000
1.750 0.0005 0.03271 0.02184 0.0167 1.0000 1.0000
2.000 0.0063 0.03289 0.02202 0.0189 1.0000 1.0000
2.250 0.0121 0.03309 0.02222 0.0210 1.0000 1.0000
2.500 0.0182 0.03332 0.02247 0.0229 1.0000 1.0000
2.750 0.0259 0.03364 0.02280 0.0245 1.0000 1.0000
3.000 0.0357 0.03407 0.02326 0.0256 1.0000 1.0000
3.250 0.0475 0.03463 0.02385 0.0261 1.0000 1.0000
3.500 0.0610 0.03533 0.02458 0.0263 1.0000 1.0000
3.750 0.0756 0.03614 0.02544 0.0261 1.0000 1.0000
4.000 0.0911 0.03708 0.02643 0.0257 1.0000 1.0000
4.250 0.1069 0.03813 0.02754 0.0250 1.0000 1.0000
4.500 0.2703 0.04396 0.03370 0.0000 0.8975 1.0000
4.750 0.3245 0.04580 0.03573 -0.0051 0.8644 1.0000
5.000 0.3653 0.04704 0.03714 -0.0076 0.8336 1.0000
5.250 0.4060 0.04802 0.03831 -0.0096 0.8027 1.0000
5.500 0.4459 0.04862 0.03915 -0.0109 0.7714 1.0000
5.750 0.4859 0.04875 0.03950 -0.0116 0.7391 1.0000
6.000 0.5296 0.04817 0.03922 -0.0118 0.7061 1.0000
6.250 0.5884 0.04607 0.03749 -0.0120 0.6711 1.0000
6.500 0.6600 0.04160 0.03353 -0.0113 0.6324 1.0000
6.750 0.7219 0.03524 0.02769 -0.0072 0.5845 1.0000
7.000 0.7893 0.02788 0.01899 0.0015 0.3648 1.0000
7.250 0.7825 0.02965 0.01993 0.0071 0.2967 1.0000
7.500 0.7943 0.03144 0.02116 0.0098 0.2468 1.0000
7.750 0.8310 0.03337 0.02271 0.0094 0.2083 1.0000
8.000 0.8659 0.03527 0.02456 0.0090 0.1861 1.0000
8.250 0.8959 0.03731 0.02662 0.0090 0.1719 1.0000
8.500 0.9206 0.03945 0.02884 0.0093 0.1616 1.0000
8.750 0.9448 0.04178 0.03139 0.0097 0.1549 1.0000
9.000 0.9695 0.04474 0.03445 0.0098 0.1502 1.0000
9.250 0.9804 0.04741 0.03766 0.0114 0.1467 1.0000
9.500 0.9917 0.05021 0.04084 0.0126 0.1428 1.0000
9.750 1.0055 0.05323 0.04410 0.0134 0.1397 1.0000
10.000 1.0128 0.05684 0.04807 0.0145 0.1390 1.0000
10.250 1.0095 0.06080 0.05252 0.0162 0.1395 1.0000
10.500 0.9950 0.06520 0.05739 0.0180 0.1410 1.0000
10.750 0.9718 0.06991 0.06243 0.0197 0.1430 1.0000
11.000 0.9413 0.07476 0.06751 0.0209 0.1451 1.0000
11.250 0.9123 0.08042 0.07332 0.0205 0.1473 1.0000
11.500 0.8932 0.08647 0.07946 0.0193 0.1494 1.0000
11.750 0.7798 0.10519 0.09821 0.0065 0.1618 1.0000
12.000 0.7181 0.12565 0.11851 -0.0085 0.1995 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to HSNLF(1)-0213 AIRFOIL (hsnlf213-il)