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

HT12 (ht12-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: HT12 (ht12-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 21.24 at α=2.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-ht12-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-ht12-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.750  -0.7515   0.13577   0.12897   0.0533   1.0000   0.1908
  -9.500  -0.7322   0.12961   0.12278   0.0551   1.0000   0.1993
  -9.250  -0.7480   0.12828   0.12156   0.0512   1.0000   0.2049
  -9.000  -0.7319   0.12287   0.11613   0.0528   1.0000   0.2171
  -8.750  -0.7231   0.11836   0.11163   0.0531   1.0000   0.2265
  -8.500  -0.7426   0.11714   0.11055   0.0487   1.0000   0.2331
  -8.250  -0.7284   0.11212   0.10551   0.0501   1.0000   0.2461
  -8.000  -0.7148   0.10714   0.10053   0.0511   1.0000   0.2557
  -7.750  -0.7144   0.10342   0.09687   0.0502   1.0000   0.2654
  -6.750  -0.7065   0.08877   0.08243   0.0456   1.0000   0.3188
  -6.500  -0.6902   0.08452   0.07813   0.0487   1.0000   0.3391
  -6.250  -0.6865   0.08093   0.07458   0.0482   1.0000   0.3628
  -6.000  -0.6565   0.05913   0.05190   0.0027   1.0000   0.1613
  -5.750  -0.6314   0.04945   0.04131  -0.0046   1.0000   0.1349
  -5.500  -0.6082   0.04438   0.03581  -0.0061   1.0000   0.1339
  -5.250  -0.5828   0.03948   0.03038  -0.0072   1.0000   0.1314
  -5.000  -0.5554   0.03503   0.02519  -0.0080   1.0000   0.1308
  -4.750  -0.5276   0.03159   0.02109  -0.0082   1.0000   0.1378
  -4.500  -0.4997   0.02895   0.01802  -0.0080   1.0000   0.1484
  -4.250  -0.4716   0.02640   0.01522  -0.0076   1.0000   0.1609
  -4.000  -0.4446   0.02443   0.01321  -0.0071   1.0000   0.1850
  -3.750  -0.4166   0.02251   0.01116  -0.0064   1.0000   0.2191
  -3.500  -0.3901   0.02074   0.00963  -0.0056   1.0000   0.2763
  -3.250  -0.3657   0.01904   0.00846  -0.0042   1.0000   0.3762
  -3.000  -0.3444   0.01723   0.00741  -0.0020   1.0000   0.5140
  -2.750  -0.3296   0.01551   0.00671   0.0026   1.0000   0.6746
  -2.500  -0.2640   0.01412   0.00552  -0.0016   1.0000   1.0000
  -2.250  -0.2375   0.01393   0.00482  -0.0020   1.0000   1.0000
  -2.000  -0.2112   0.01380   0.00432  -0.0020   1.0000   1.0000
  -1.750  -0.1849   0.01370   0.00393  -0.0018   1.0000   1.0000
  -1.500  -0.1586   0.01361   0.00358  -0.0016   1.0000   1.0000
  -1.250  -0.1322   0.01355   0.00332  -0.0014   1.0000   1.0000
  -1.000  -0.1058   0.01350   0.00312  -0.0011   1.0000   1.0000
  -0.750  -0.0794   0.01346   0.00297  -0.0008   1.0000   1.0000
  -0.500  -0.0529   0.01343   0.00286  -0.0006   1.0000   1.0000
  -0.250  -0.0264   0.01342   0.00278  -0.0003   1.0000   1.0000
   0.000   0.0001   0.01341   0.00276   0.0000   1.0000   1.0000
   0.250   0.0266   0.01342   0.00278   0.0003   1.0000   1.0000
   0.500   0.0531   0.01343   0.00285   0.0006   1.0000   1.0000
   0.750   0.0795   0.01346   0.00297   0.0008   1.0000   1.0000
   1.000   0.1060   0.01350   0.00312   0.0011   1.0000   1.0000
   1.250   0.1324   0.01355   0.00332   0.0014   1.0000   1.0000
   1.500   0.1587   0.01361   0.00358   0.0016   1.0000   1.0000
   1.750   0.1851   0.01370   0.00393   0.0018   1.0000   1.0000
   2.000   0.2114   0.01380   0.00433   0.0020   1.0000   1.0000
   2.250   0.2377   0.01393   0.00483   0.0020   1.0000   1.0000
   2.500   0.2642   0.01412   0.00553   0.0015   1.0000   1.0000
   2.750   0.3296   0.01552   0.00672  -0.0026   0.6736   1.0000
   3.000   0.3446   0.01724   0.00742   0.0020   0.5128   1.0000
   3.250   0.3658   0.01905   0.00847   0.0042   0.3756   1.0000
   3.500   0.3903   0.02075   0.00964   0.0056   0.2760   1.0000
   3.750   0.4168   0.02252   0.01118   0.0064   0.2188   1.0000
   4.000   0.4448   0.02445   0.01322   0.0071   0.1848   1.0000
   4.250   0.4718   0.02642   0.01524   0.0076   0.1608   1.0000
   4.500   0.4999   0.02896   0.01804   0.0080   0.1483   1.0000
   4.750   0.5278   0.03162   0.02112   0.0082   0.1378   1.0000
   5.000   0.5556   0.03506   0.02522   0.0080   0.1307   1.0000
   5.250   0.5830   0.03951   0.03041   0.0072   0.1313   1.0000
   5.500   0.6084   0.04441   0.03584   0.0061   0.1338   1.0000
   5.750   0.6316   0.04948   0.04133   0.0046   0.1349   1.0000
   6.000   0.6556   0.05701   0.04955   0.0004   0.1507   1.0000
   6.500   0.6906   0.08457   0.07817  -0.0488   0.3389   1.0000
   6.750   0.7072   0.08884   0.08250  -0.0455   0.3186   1.0000
   7.000   0.7174   0.09327   0.08691  -0.0449   0.3038   1.0000
   7.250   0.7243   0.09740   0.09102  -0.0455   0.2896   1.0000
   8.000   0.7153   0.10718   0.10057  -0.0512   0.2554   1.0000
   8.250   0.7285   0.11213   0.10552  -0.0503   0.2460   1.0000
   8.500   0.7431   0.11720   0.11060  -0.0489   0.2330   1.0000
   8.750   0.7238   0.11842   0.11169  -0.0532   0.2263   1.0000
   9.000   0.7325   0.12293   0.11619  -0.0529   0.2170   1.0000
   9.250   0.7485   0.12833   0.12161  -0.0513   0.2048   1.0000
   9.500   0.7329   0.12968   0.12285  -0.0553   0.1992   1.0000
   9.750   0.7518   0.13578   0.12898  -0.0535   0.1907   1.0000
<< Back to HT12 (ht12-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to HT12 (ht12-il)