HT12 (ht12-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: HT12 (ht12-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 26.77 at α=2.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ht12-il-100000.txt Download as CSV file: xf-ht12-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: HT12
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.7389 0.11856 0.11372 0.0468 1.0000 0.0914
-9.000 -0.7485 0.11495 0.11019 0.0405 1.0000 0.0941
-8.750 -0.7616 0.11105 0.10642 0.0319 1.0000 0.0948
-8.500 -0.7336 0.10627 0.10152 0.0419 1.0000 0.1014
-8.250 -0.7363 0.10233 0.09764 0.0380 1.0000 0.1061
-8.000 -0.7490 0.09696 0.09233 0.0231 1.0000 0.1082
-7.750 -0.7354 0.09300 0.08840 0.0316 1.0000 0.1118
-7.500 -0.6245 0.07852 0.07414 0.0231 1.0000 0.1269
-7.250 -0.6279 0.07406 0.06972 0.0207 1.0000 0.1319
-7.000 -0.7138 0.07858 0.07396 0.0202 1.0000 0.1268
-6.750 -0.7054 0.07199 0.06721 0.0098 1.0000 0.1372
-6.500 -0.6907 0.06882 0.06409 0.0129 1.0000 0.1415
-6.250 -0.6767 0.06342 0.05854 0.0077 1.0000 0.1527
-6.000 -0.6502 0.04679 0.04069 -0.0057 1.0000 0.0965
-5.750 -0.6237 0.03646 0.02912 -0.0074 1.0000 0.0672
-5.500 -0.5982 0.03311 0.02501 -0.0074 1.0000 0.0685
-5.250 -0.5724 0.02935 0.02067 -0.0073 1.0000 0.0685
-5.000 -0.5464 0.02547 0.01639 -0.0072 1.0000 0.0698
-4.750 -0.5200 0.02337 0.01413 -0.0069 1.0000 0.0752
-4.500 -0.4917 0.02166 0.01196 -0.0064 1.0000 0.0820
-4.250 -0.4649 0.01960 0.00991 -0.0060 1.0000 0.0896
-4.000 -0.4379 0.01820 0.00848 -0.0056 1.0000 0.1043
-3.750 -0.4109 0.01671 0.00700 -0.0050 1.0000 0.1232
-3.500 -0.3847 0.01541 0.00592 -0.0046 1.0000 0.1609
-3.250 -0.3590 0.01403 0.00506 -0.0043 1.0000 0.2385
-3.000 -0.3339 0.01294 0.00455 -0.0038 1.0000 0.3568
-2.750 -0.3093 0.01209 0.00417 -0.0030 1.0000 0.4647
-2.500 -0.2869 0.01115 0.00384 -0.0014 1.0000 0.5908
-2.250 -0.2699 0.01009 0.00366 0.0029 1.0000 0.8276
-2.000 -0.2140 0.00977 0.00320 -0.0019 1.0000 1.0000
-1.750 -0.1873 0.00969 0.00289 -0.0018 1.0000 1.0000
-1.500 -0.1606 0.00963 0.00262 -0.0016 1.0000 1.0000
-1.250 -0.1339 0.00958 0.00243 -0.0013 1.0000 1.0000
-1.000 -0.1072 0.00954 0.00227 -0.0011 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0804 0.00951 0.00216 -0.0008 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0536 0.00949 0.00208 -0.0005 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0268 0.00948 0.00202 -0.0003 1.0000 1.0000
0.000 0.0001 0.00948 0.00201 0.0000 1.0000 1.0000
0.250 0.0269 0.00948 0.00202 0.0003 1.0000 1.0000
0.500 0.0538 0.00949 0.00208 0.0005 1.0000 1.0000
0.750 0.0806 0.00951 0.00216 0.0008 1.0000 1.0000
1.000 0.1073 0.00954 0.00227 0.0011 1.0000 1.0000
1.250 0.1341 0.00958 0.00243 0.0013 1.0000 1.0000
1.500 0.1608 0.00963 0.00262 0.0016 1.0000 1.0000
1.750 0.1875 0.00969 0.00289 0.0018 1.0000 1.0000
2.000 0.2142 0.00977 0.00320 0.0019 1.0000 1.0000
2.250 0.2701 0.01009 0.00366 -0.0029 0.8251 1.0000
2.500 0.2870 0.01116 0.00384 0.0014 0.5899 1.0000
2.750 0.3095 0.01210 0.00418 0.0030 0.4641 1.0000
3.000 0.3340 0.01295 0.00456 0.0038 0.3560 1.0000
3.250 0.3591 0.01404 0.00506 0.0043 0.2379 1.0000
3.500 0.3849 0.01542 0.00593 0.0046 0.1606 1.0000
3.750 0.4110 0.01672 0.00701 0.0050 0.1231 1.0000
4.000 0.4381 0.01821 0.00849 0.0056 0.1043 1.0000
4.250 0.4651 0.01960 0.00992 0.0060 0.0895 1.0000
4.500 0.4919 0.02167 0.01197 0.0064 0.0819 1.0000
4.750 0.5202 0.02339 0.01415 0.0069 0.0751 1.0000
5.000 0.5466 0.02548 0.01641 0.0071 0.0697 1.0000
5.250 0.5726 0.02937 0.02072 0.0072 0.0684 1.0000
5.500 0.5985 0.03303 0.02493 0.0074 0.0685 1.0000
5.750 0.6238 0.03652 0.02917 0.0073 0.0672 1.0000
6.000 0.6491 0.04725 0.04127 0.0050 0.0928 1.0000
6.250 0.6769 0.06344 0.05856 -0.0077 0.1525 1.0000
6.500 0.6910 0.06885 0.06413 -0.0129 0.1413 1.0000
6.750 0.7057 0.07203 0.06724 -0.0098 0.1371 1.0000
7.000 0.7142 0.07862 0.07400 -0.0203 0.1267 1.0000
7.250 0.7279 0.08162 0.07696 -0.0153 0.1232 1.0000
7.500 0.7275 0.08910 0.08451 -0.0303 0.1166 1.0000
7.750 0.7358 0.09305 0.08845 -0.0317 0.1117 1.0000
8.000 0.7495 0.09701 0.09238 -0.0230 0.1081 1.0000
8.250 0.7368 0.10240 0.09771 -0.0381 0.1060 1.0000
8.500 0.7341 0.10634 0.10160 -0.0420 0.1014 1.0000
8.750 0.7621 0.11112 0.10648 -0.0320 0.0947 1.0000
9.000 0.7494 0.11504 0.11028 -0.0406 0.0941 1.0000
9.250 0.7397 0.11864 0.11380 -0.0469 0.0914 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to HT12 (ht12-il)