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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to HT12 (ht12-il)