TH 25816 HALE AIRFOIL (th25816-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: TH 25816 HALE AIRFOIL (th25816-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 15.06 at α=17.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-th25816-il-100000.txt Download as CSV file: xf-th25816-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: TH 25816 HALE AIRFOIL
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.5321 0.11915 0.11502 -0.0773 0.9361 0.0887
-11.000 -0.6102 0.10967 0.10528 -0.0772 0.9358 0.0864
-10.750 -0.6718 0.10384 0.09926 -0.0724 0.9349 0.0856
-10.500 -0.7378 0.09848 0.09368 -0.0657 0.9323 0.0845
-10.250 -0.8106 0.09415 0.08900 -0.0573 0.9293 0.0834
-10.000 -0.8656 0.09256 0.08708 -0.0482 0.9265 0.0812
-9.750 -0.9141 0.09474 0.08917 -0.0458 0.9351 0.0879
-9.500 -0.9753 0.08975 0.08363 -0.0335 0.9311 0.0792
-9.250 -1.0429 0.08458 0.07734 -0.0200 0.9268 0.0713
-9.000 -1.0208 0.08130 0.07402 -0.0205 0.9251 0.0695
-8.750 -1.0097 0.07854 0.07105 -0.0192 0.9235 0.0680
-8.500 -0.9994 0.07646 0.06861 -0.0176 0.9224 0.0665
-8.250 -1.0130 0.07328 0.06520 -0.0114 0.9205 0.0657
-8.000 -1.0121 0.07079 0.06242 -0.0076 0.9166 0.0653
-7.750 -1.0004 0.06877 0.06006 -0.0056 0.9138 0.0648
-7.500 -0.9827 0.06741 0.05842 -0.0046 0.9117 0.0653
-7.250 -0.9601 0.06659 0.05735 -0.0045 0.9103 0.0661
-7.000 -0.9330 0.06615 0.05664 -0.0049 0.9093 0.0665
-6.750 -0.9357 0.06382 0.05418 -0.0002 0.9069 0.0666
-6.500 -0.9167 0.06254 0.05274 0.0009 0.9031 0.0669
-6.250 -0.8874 0.06179 0.05184 0.0002 0.9006 0.0676
-6.000 -0.8541 0.06151 0.05144 -0.0011 0.8988 0.0688
-5.750 -0.8180 0.06170 0.05150 -0.0029 0.8974 0.0704
-5.500 -0.7721 0.06205 0.05202 -0.0067 0.8967 0.0733
-5.250 -0.7668 0.06108 0.05111 -0.0037 0.8949 0.0757
-5.000 -0.7577 0.06011 0.05015 -0.0012 0.8902 0.0780
-4.750 -0.7378 0.05999 0.04995 -0.0003 0.8872 0.0818
-4.500 -0.7223 0.05974 0.04984 0.0010 0.8852 0.0849
-4.250 -0.7097 0.06002 0.05013 0.0029 0.8836 0.0908
-4.000 -0.7203 0.05865 0.04870 0.0087 0.8808 0.0936
-3.750 -0.7226 0.05741 0.04753 0.0131 0.8755 0.0998
-3.500 -0.7157 0.05684 0.04705 0.0161 0.8725 0.1153
-3.250 -0.7231 0.05513 0.04627 0.0213 0.8705 0.2151
-3.000 -0.7553 0.05317 0.04713 0.0333 0.8692 0.6358
-2.750 -0.4422 0.08325 0.07699 0.0051 0.8699 0.7759
-2.500 -0.5279 0.07696 0.07076 0.0209 0.8635 0.7741
-2.250 -0.6096 0.07048 0.06424 0.0361 0.8580 0.7734
-2.000 -0.3472 0.08815 0.08155 0.0028 0.8592 0.8236
-1.750 -0.2818 0.08993 0.08314 -0.0049 0.8572 0.8303
-1.500 -0.2661 0.09120 0.08428 -0.0044 0.8556 0.8421
-1.250 -0.2560 0.09028 0.08334 -0.0028 0.8498 0.8476
-1.000 -0.2658 0.09008 0.08306 0.0022 0.8454 0.8578
-0.750 -0.1976 0.09156 0.08441 -0.0065 0.8429 0.8656
-0.500 -0.1849 0.09274 0.08548 -0.0056 0.8412 0.8737
-0.250 -0.1752 0.09183 0.08457 -0.0043 0.8349 0.8811
0.000 -0.1604 0.09190 0.08456 -0.0038 0.8303 0.8867
0.250 -0.1071 0.09370 0.08627 -0.0097 0.8278 0.9079
0.500 -0.0815 0.09470 0.08717 -0.0114 0.8260 0.9086
0.750 -0.1224 0.09227 0.08475 -0.0019 0.8181 0.9003
1.000 -0.1120 0.09217 0.08459 -0.0006 0.8137 0.9022
1.250 -0.0984 0.09272 0.08504 0.0002 0.8110 0.9044
1.500 -0.1265 0.09172 0.08403 0.0080 0.8061 0.9058
1.750 -0.0903 0.09208 0.08436 0.0042 0.7997 0.9096
2.000 -0.0647 0.09259 0.08480 0.0028 0.7960 0.9118
2.250 -0.0383 0.09389 0.08603 0.0012 0.7940 0.9133
2.500 -0.0683 0.09224 0.08440 0.0090 0.7856 0.9154
2.750 -0.0582 0.09222 0.08433 0.0105 0.7809 0.9173
3.000 -0.0466 0.09283 0.08486 0.0121 0.7782 0.9202
3.250 -0.0478 0.09257 0.08462 0.0142 0.7714 0.9226
3.500 -0.0253 0.09288 0.08491 0.0132 0.7652 0.9250
3.750 0.0018 0.09377 0.08574 0.0117 0.7620 0.9271
4.000 -0.0134 0.09352 0.08551 0.0167 0.7568 0.9295
4.250 -0.0163 0.09310 0.08505 0.0206 0.7494 0.9338
4.500 0.0254 0.09436 0.08628 0.0163 0.7456 0.9359
4.750 0.0238 0.09475 0.08669 0.0185 0.7405 0.9380
5.000 0.0356 0.09477 0.08670 0.0193 0.7323 0.9405
5.250 0.0609 0.09563 0.08752 0.0185 0.7286 0.9443
5.500 0.0507 0.09580 0.08772 0.0221 0.7218 0.9476
5.750 0.0785 0.09644 0.08836 0.0200 0.7145 0.9499
6.000 0.1213 0.09802 0.08991 0.0161 0.7110 0.9525
6.250 0.0973 0.09762 0.08955 0.0216 0.7014 0.9555
6.500 0.1244 0.09828 0.09019 0.0205 0.6960 0.9593
6.750 0.1333 0.09937 0.09133 0.0202 0.6882 0.9617
7.000 0.1668 0.10001 0.09198 0.0176 0.6800 0.9646
7.250 0.1902 0.10142 0.09339 0.0163 0.6764 0.9677
7.500 0.2001 0.10099 0.09297 0.0176 0.6630 0.9708
7.750 0.2210 0.10136 0.09337 0.0163 0.6489 0.9729
8.000 0.2837 0.09844 0.09041 0.0122 0.6180 0.9759
8.250 0.3426 0.09767 0.08965 0.0076 0.6120 0.9796
8.500 0.3388 0.09881 0.09084 0.0093 0.5994 0.9825
8.750 0.3704 0.09918 0.09125 0.0067 0.5904 0.9848
9.000 0.3980 0.09954 0.09166 0.0048 0.5820 0.9874
9.250 0.4475 0.09899 0.09114 0.0011 0.5775 0.9904
9.500 0.4477 0.10052 0.09274 0.0019 0.5654 0.9931
9.750 0.5085 0.09967 0.09194 -0.0035 0.5621 0.9961
10.000 0.5089 0.10152 0.09387 -0.0031 0.5486 0.9986
10.250 0.5527 0.10044 0.09284 -0.0055 0.5458 1.0000
10.500 0.5355 0.10203 0.09446 -0.0017 0.5326 1.0000
10.750 0.5674 0.10048 0.09293 -0.0017 0.5296 1.0000
11.000 0.5522 0.10210 0.09460 0.0017 0.5166 1.0000
11.250 0.5821 0.10044 0.09297 0.0020 0.5134 1.0000
11.500 0.5685 0.10208 0.09465 0.0052 0.5006 1.0000
11.750 0.5972 0.10031 0.09291 0.0058 0.4971 1.0000
12.000 0.5844 0.10202 0.09467 0.0089 0.4845 1.0000
12.250 0.6122 0.10011 0.09280 0.0097 0.4808 1.0000
12.500 0.6451 0.09765 0.09037 0.0104 0.4784 1.0000
12.750 0.6285 0.09964 0.09240 0.0137 0.4644 1.0000
13.000 0.6612 0.09700 0.08981 0.0145 0.4622 1.0000
13.250 0.6431 0.09929 0.09215 0.0178 0.4480 1.0000
13.500 0.6350 0.10069 0.09358 0.0205 0.4361 1.0000
13.750 0.6592 0.09853 0.09147 0.0220 0.4315 1.0000
14.000 0.6928 0.09525 0.08824 0.0232 0.4293 1.0000
14.750 0.6940 0.09612 0.08924 0.0307 0.3990 1.0000
15.000 0.7278 0.09235 0.08554 0.0322 0.3967 1.0000
15.250 0.7649 0.08813 0.08138 0.0336 0.3953 1.0000
15.500 0.8083 0.08328 0.07659 0.0346 0.3945 1.0000
15.750 0.8648 0.07762 0.07101 0.0344 0.3939 1.0000
16.000 0.8563 0.07967 0.07311 0.0365 0.3791 1.0000
16.250 0.9409 0.07202 0.06552 0.0341 0.3778 1.0000
16.500 0.9487 0.07278 0.06632 0.0352 0.3634 1.0000
16.750 0.9799 0.07130 0.06485 0.0349 0.3497 1.0000
17.000 1.0139 0.06973 0.06324 0.0344 0.3344 1.0000
17.250 1.0369 0.06936 0.06280 0.0343 0.3173 1.0000
17.500 1.0518 0.06983 0.06319 0.0346 0.2996 1.0000
17.750 1.0634 0.07074 0.06401 0.0351 0.2824 1.0000
18.000 1.0731 0.07190 0.06509 0.0355 0.2660 1.0000
18.250 1.0817 0.07323 0.06634 0.0359 0.2507 1.0000
18.500 1.0918 0.07449 0.06751 0.0361 0.2367 1.0000
18.750 1.1087 0.07515 0.06803 0.0360 0.2238 1.0000
19.000 1.1103 0.07735 0.07027 0.0364 0.2128 1.0000
19.250 1.1162 0.07922 0.07217 0.0366 0.2029 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to TH 25816 HALE AIRFOIL (th25816-il)