Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

HT05 (ht05-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: HT05 (ht05-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 24.8 at α=2.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-ht05-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-ht05-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: HT05                                            
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.750  -0.5897   0.09850   0.09384   0.0196   1.0000   0.1099
  -8.500  -0.6067   0.09462   0.09003   0.0153   1.0000   0.1133
  -8.250  -0.6318   0.09058   0.08608   0.0087   1.0000   0.1141
  -8.000  -0.6016   0.08523   0.08069   0.0154   1.0000   0.1182
  -7.750  -0.6008   0.08124   0.07672   0.0149   1.0000   0.1225
  -7.500  -0.7109   0.08491   0.08018   0.0118   1.0000   0.1161
  -7.250  -0.6988   0.08167   0.07696   0.0147   1.0000   0.1202
  -7.000  -0.6968   0.07497   0.07006   0.0024   1.0000   0.1292
  -6.750  -0.6827   0.07158   0.06676   0.0065   1.0000   0.1323
  -6.500  -0.6728   0.06612   0.06106  -0.0001   1.0000   0.1436
  -6.250  -0.6577   0.06266   0.05767   0.0022   1.0000   0.1477
  -6.000  -0.6372   0.04273   0.03597  -0.0096   1.0000   0.0746
  -5.750  -0.6164   0.03818   0.03115  -0.0092   1.0000   0.0704
  -5.500  -0.5947   0.03400   0.02634  -0.0089   1.0000   0.0713
  -5.250  -0.5714   0.03014   0.02188  -0.0082   1.0000   0.0711
  -5.000  -0.5463   0.02687   0.01796  -0.0074   1.0000   0.0716
  -4.750  -0.5204   0.02418   0.01470  -0.0066   1.0000   0.0743
  -4.500  -0.4953   0.02252   0.01301  -0.0061   1.0000   0.0829
  -4.250  -0.4686   0.02045   0.01064  -0.0052   1.0000   0.0891
  -4.000  -0.4423   0.01913   0.00918  -0.0045   1.0000   0.1014
  -3.750  -0.4167   0.01771   0.00786  -0.0039   1.0000   0.1179
  -3.500  -0.3912   0.01654   0.00674  -0.0031   1.0000   0.1445
  -3.250  -0.3663   0.01537   0.00582  -0.0023   1.0000   0.1868
  -3.000  -0.3420   0.01429   0.00510  -0.0016   1.0000   0.2558
  -2.750  -0.3186   0.01312   0.00452  -0.0008   1.0000   0.3540
  -2.500  -0.2972   0.01199   0.00432   0.0009   1.0000   0.5343
  -2.250  -0.2213   0.01055   0.00397  -0.0067   1.0000   1.0000
  -2.000  -0.1963   0.01047   0.00362  -0.0061   1.0000   1.0000
  -1.750  -0.1716   0.01040   0.00335  -0.0055   1.0000   1.0000
  -1.500  -0.1470   0.01034   0.00310  -0.0047   1.0000   1.0000
  -1.250  -0.1224   0.01029   0.00292  -0.0040   1.0000   1.0000
  -1.000  -0.0979   0.01025   0.00278  -0.0032   1.0000   1.0000
  -0.750  -0.0734   0.01023   0.00267  -0.0024   1.0000   1.0000
  -0.500  -0.0489   0.01021   0.00259  -0.0016   1.0000   1.0000
  -0.250  -0.0244   0.01019   0.00255  -0.0008   1.0000   1.0000
   0.000   0.0001   0.01019   0.00253   0.0000   1.0000   1.0000
   0.250   0.0245   0.01019   0.00255   0.0008   1.0000   1.0000
   0.500   0.0490   0.01020   0.00259   0.0016   1.0000   1.0000
   0.750   0.0735   0.01023   0.00267   0.0024   1.0000   1.0000
   1.000   0.0980   0.01025   0.00278   0.0032   1.0000   1.0000
   1.250   0.1225   0.01029   0.00292   0.0040   1.0000   1.0000
   1.500   0.1471   0.01034   0.00310   0.0047   1.0000   1.0000
   1.750   0.1717   0.01040   0.00335   0.0055   1.0000   1.0000
   2.000   0.1965   0.01047   0.00362   0.0061   1.0000   1.0000
   2.250   0.2214   0.01055   0.00397   0.0067   1.0000   1.0000
   2.500   0.2973   0.01199   0.00432  -0.0008   0.5334   1.0000
   2.750   0.3187   0.01312   0.00453   0.0008   0.3533   1.0000
   3.000   0.3421   0.01429   0.00510   0.0016   0.2553   1.0000
   3.250   0.3664   0.01538   0.00582   0.0024   0.1868   1.0000
   3.500   0.3913   0.01654   0.00674   0.0031   0.1444   1.0000
   3.750   0.4169   0.01772   0.00787   0.0039   0.1178   1.0000
   4.000   0.4423   0.01918   0.00921   0.0045   0.1012   1.0000
   4.250   0.4687   0.02048   0.01065   0.0052   0.0891   1.0000
   4.500   0.4955   0.02253   0.01302   0.0061   0.0828   1.0000
   4.750   0.5204   0.02428   0.01479   0.0065   0.0742   1.0000
   5.000   0.5465   0.02689   0.01803   0.0074   0.0717   1.0000
   5.250   0.5715   0.03018   0.02193   0.0082   0.0712   1.0000
   5.500   0.5949   0.03402   0.02638   0.0089   0.0713   1.0000
   5.750   0.6165   0.03823   0.03123   0.0092   0.0704   1.0000
   6.000   0.6373   0.04277   0.03600   0.0096   0.0747   1.0000
   6.250   0.6579   0.06269   0.05770  -0.0022   0.1478   1.0000
   6.500   0.6730   0.06615   0.06109   0.0001   0.1437   1.0000
   6.750   0.6830   0.07159   0.06677  -0.0064   0.1324   1.0000
   7.000   0.6970   0.07501   0.07009  -0.0023   0.1293   1.0000
   7.250   0.6991   0.08169   0.07697  -0.0147   0.1202   1.0000
   7.500   0.7114   0.08490   0.08017  -0.0115   0.1162   1.0000
   7.750   0.7158   0.09050   0.08576  -0.0137   0.1136   1.0000
   8.000   0.7082   0.09547   0.09071  -0.0252   0.1084   1.0000
   8.250   0.7139   0.09906   0.09428  -0.0255   0.1039   1.0000
   8.500   0.7274   0.10396   0.09920  -0.0213   0.1001   1.0000
   8.750   0.7140   0.10780   0.10293  -0.0293   0.0986   1.0000
   9.000   0.7099   0.11150   0.10658  -0.0332   0.0944   1.0000
   9.250   0.7212   0.11497   0.11007  -0.0316   0.0891   1.0000
   9.500   0.7384   0.12132   0.11644  -0.0269   0.0869   1.0000
   9.750   0.7264   0.12441   0.11945  -0.0337   0.0861   1.0000
  10.000   0.7181   0.12752   0.12250  -0.0390   0.0836   1.0000
<< Back to HT05 (ht05-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to HT05 (ht05-il)