HT08 (ht08-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: HT08 (ht08-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 28.79 at α=2.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ht08-il-100000.txt Download as CSV file: xf-ht08-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: HT08
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.6054 0.12004 0.11536 0.0280 1.0000 0.0937
-9.750 -0.6207 0.11671 0.11208 0.0241 1.0000 0.0945
-9.500 -0.7337 0.12048 0.11563 0.0421 1.0000 0.0850
-9.250 -0.7284 0.11679 0.11192 0.0415 1.0000 0.0892
-9.000 -0.7325 0.11294 0.10812 0.0374 1.0000 0.0930
-8.750 -0.7451 0.10903 0.10433 0.0295 1.0000 0.0944
-8.500 -0.7300 0.10407 0.09932 0.0342 1.0000 0.0984
-8.250 -0.7251 0.10041 0.09568 0.0335 1.0000 0.1033
-8.000 -0.7338 0.09580 0.09115 0.0253 1.0000 0.1071
-7.750 -0.7404 0.08877 0.08408 0.0115 1.0000 0.1090
-7.500 -0.7218 0.08644 0.08182 0.0225 1.0000 0.1138
-7.250 -0.7258 0.07962 0.07470 0.0050 1.0000 0.1224
-7.000 -0.7098 0.07559 0.07087 0.0116 1.0000 0.1252
-6.750 -0.7020 0.07010 0.06507 0.0028 1.0000 0.1366
-6.500 -0.6865 0.06635 0.06148 0.0066 1.0000 0.1400
-6.250 -0.6729 0.06142 0.05635 0.0025 1.0000 0.1521
-6.000 -0.6568 0.05726 0.05202 0.0004 1.0000 0.1654
-5.750 -0.6201 0.03846 0.03094 -0.0073 1.0000 0.0681
-5.500 -0.5975 0.03380 0.02576 -0.0075 1.0000 0.0689
-5.250 -0.5713 0.03058 0.02199 -0.0071 1.0000 0.0684
-5.000 -0.5452 0.02691 0.01781 -0.0068 1.0000 0.0688
-4.750 -0.5193 0.02405 0.01476 -0.0066 1.0000 0.0724
-4.500 -0.4918 0.02245 0.01281 -0.0061 1.0000 0.0798
-4.250 -0.4645 0.02022 0.01045 -0.0056 1.0000 0.0854
-4.000 -0.4373 0.01876 0.00888 -0.0052 1.0000 0.0975
-3.750 -0.4107 0.01729 0.00748 -0.0046 1.0000 0.1130
-3.500 -0.3845 0.01602 0.00632 -0.0042 1.0000 0.1416
-3.250 -0.3589 0.01460 0.00526 -0.0037 1.0000 0.1968
-3.000 -0.3350 0.01298 0.00448 -0.0031 1.0000 0.3338
-2.750 -0.3152 0.01139 0.00409 -0.0013 1.0000 0.5713
-2.500 -0.2971 0.01033 0.00404 0.0034 1.0000 0.8637
-2.250 -0.2321 0.01014 0.00354 -0.0033 1.0000 1.0000
-2.000 -0.2069 0.01003 0.00319 -0.0030 1.0000 1.0000
-1.750 -0.1814 0.00994 0.00291 -0.0026 1.0000 1.0000
-1.500 -0.1559 0.00986 0.00266 -0.0022 1.0000 1.0000
-1.250 -0.1301 0.00981 0.00247 -0.0018 1.0000 1.0000
-1.000 -0.1042 0.00976 0.00232 -0.0014 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0782 0.00973 0.00220 -0.0011 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0522 0.00970 0.00213 -0.0007 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0261 0.00969 0.00207 -0.0004 1.0000 1.0000
0.000 0.0001 0.00968 0.00205 0.0000 1.0000 1.0000
0.250 0.0262 0.00969 0.00207 0.0004 1.0000 1.0000
0.500 0.0523 0.00970 0.00213 0.0007 1.0000 1.0000
0.750 0.0784 0.00973 0.00220 0.0011 1.0000 1.0000
1.000 0.1044 0.00976 0.00232 0.0014 1.0000 1.0000
1.250 0.1302 0.00981 0.00247 0.0018 1.0000 1.0000
1.500 0.1560 0.00986 0.00268 0.0022 1.0000 1.0000
1.750 0.1816 0.00994 0.00291 0.0026 1.0000 1.0000
2.000 0.2070 0.01003 0.00320 0.0030 1.0000 1.0000
2.250 0.2322 0.01014 0.00355 0.0033 1.0000 1.0000
2.500 0.2974 0.01033 0.00404 -0.0034 0.8619 1.0000
2.750 0.3153 0.01140 0.00409 0.0013 0.5699 1.0000
3.000 0.3351 0.01298 0.00448 0.0031 0.3330 1.0000
3.250 0.3591 0.01460 0.00526 0.0037 0.1964 1.0000
3.500 0.3846 0.01602 0.00633 0.0042 0.1414 1.0000
3.750 0.4108 0.01730 0.00749 0.0046 0.1130 1.0000
4.000 0.4375 0.01877 0.00889 0.0052 0.0974 1.0000
4.250 0.4646 0.02023 0.01045 0.0056 0.0854 1.0000
4.500 0.4919 0.02246 0.01283 0.0061 0.0798 1.0000
4.750 0.5194 0.02405 0.01476 0.0066 0.0723 1.0000
5.000 0.5454 0.02695 0.01785 0.0068 0.0687 1.0000
5.250 0.5715 0.03061 0.02202 0.0071 0.0684 1.0000
5.500 0.5977 0.03384 0.02581 0.0075 0.0689 1.0000
5.750 0.6204 0.03843 0.03093 0.0073 0.0681 1.0000
6.000 0.6570 0.05729 0.05204 -0.0004 0.1654 1.0000
6.250 0.6731 0.06144 0.05638 -0.0026 0.1520 1.0000
6.500 0.6868 0.06637 0.06150 -0.0066 0.1400 1.0000
7.000 0.7101 0.07561 0.07089 -0.0116 0.1252 1.0000
7.250 0.7261 0.07968 0.07475 -0.0050 0.1224 1.0000
7.500 0.7222 0.08648 0.08185 -0.0225 0.1137 1.0000
7.750 0.7411 0.08881 0.08412 -0.0111 0.1089 1.0000
8.000 0.7341 0.09586 0.09121 -0.0255 0.1071 1.0000
8.250 0.7256 0.10046 0.09574 -0.0336 0.1032 1.0000
8.500 0.7309 0.10410 0.09936 -0.0342 0.0983 1.0000
8.750 0.7453 0.10909 0.10439 -0.0297 0.0944 1.0000
9.000 0.7327 0.11299 0.10817 -0.0377 0.0929 1.0000
9.250 0.7291 0.11685 0.11198 -0.0417 0.0890 1.0000
9.500 0.7347 0.12054 0.11569 -0.0421 0.0849 1.0000
9.750 0.7625 0.12727 0.12250 -0.0336 0.0815 1.0000
10.000 0.7530 0.13074 0.12589 -0.0397 0.0811 1.0000
10.250 0.7427 0.13372 0.12880 -0.0461 0.0799 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to HT08 (ht08-il)