TH 25816 HALE AIRFOIL (th25816-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: TH 25816 HALE AIRFOIL (th25816-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 12.24 at α=16° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-th25816-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-th25816-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-15.750 -0.2789 0.12316 0.11732 -0.1378 0.9052 0.0319
-15.500 -0.3416 0.10900 0.10293 -0.1434 0.9013 0.0312
-15.250 -0.3870 0.09898 0.09264 -0.1475 0.8989 0.0309
-15.000 -0.4176 0.09171 0.08509 -0.1502 0.8971 0.0306
-14.750 -0.4532 0.08814 0.08137 -0.1466 0.8897 0.0304
-14.500 -0.4769 0.08348 0.07647 -0.1463 0.8866 0.0304
-14.250 -0.4938 0.07920 0.07191 -0.1463 0.8846 0.0305
-14.000 -0.5181 0.07678 0.06932 -0.1425 0.8784 0.0304
-13.750 -0.5336 0.07389 0.06622 -0.1404 0.8742 0.0307
-13.500 -0.5403 0.07091 0.06299 -0.1394 0.8718 0.0308
-13.250 -0.5429 0.06815 0.05996 -0.1387 0.8701 0.0312
-13.000 -0.5674 0.06720 0.05890 -0.1325 0.8624 0.0315
-12.750 -0.5690 0.06502 0.05647 -0.1308 0.8595 0.0317
-12.500 -0.5671 0.06281 0.05397 -0.1296 0.8574 0.0323
-12.250 -0.5573 0.06062 0.05147 -0.1290 0.8559 0.0328
-12.000 -0.5761 0.06017 0.05091 -0.1226 0.8477 0.0330
-11.750 -0.5627 0.05867 0.04924 -0.1217 0.8453 0.0334
-11.500 -0.5407 0.05734 0.04784 -0.1220 0.8437 0.0339
-11.250 -0.5162 0.05605 0.04644 -0.1226 0.8423 0.0344
-11.000 -0.5146 0.05559 0.04593 -0.1192 0.8371 0.0347
-10.750 -0.5047 0.05494 0.04521 -0.1170 0.8328 0.0352
-10.500 -0.4828 0.05402 0.04421 -0.1169 0.8305 0.0359
-10.250 -0.4588 0.05313 0.04322 -0.1170 0.8289 0.0368
-10.000 -0.4335 0.05227 0.04225 -0.1174 0.8275 0.0376
-9.750 -0.4086 0.05140 0.04128 -0.1177 0.8264 0.0389
-9.500 -0.4283 0.05178 0.04168 -0.1107 0.8181 0.0392
-9.250 -0.4153 0.05104 0.04096 -0.1094 0.8153 0.0405
-9.000 -0.3988 0.05022 0.04011 -0.1086 0.8132 0.0418
-8.750 -0.3813 0.04937 0.03918 -0.1080 0.8117 0.0436
-8.500 -0.3634 0.04850 0.03819 -0.1074 0.8104 0.0452
-8.250 -0.3932 0.04922 0.03893 -0.0987 0.8013 0.0454
-8.000 -0.3849 0.04844 0.03813 -0.0966 0.7985 0.0465
-7.750 -0.3728 0.04757 0.03722 -0.0951 0.7965 0.0485
-7.500 -0.3587 0.04668 0.03624 -0.0939 0.7950 0.0511
-7.250 -0.3845 0.04735 0.03690 -0.0858 0.7871 0.0513
-7.000 -0.3838 0.04693 0.03644 -0.0822 0.7835 0.0536
-6.750 -0.3749 0.04621 0.03571 -0.0800 0.7811 0.0586
-6.500 -0.3631 0.04536 0.03487 -0.0782 0.7793 0.0655
-6.250 -0.3512 0.04441 0.03399 -0.0764 0.7779 0.0813
-6.000 -0.3888 0.04547 0.03503 -0.0663 0.7683 0.0783
-5.750 -0.3886 0.04478 0.03450 -0.0625 0.7655 0.1012
-5.500 -0.3871 0.04377 0.03374 -0.0590 0.7633 0.1450
-5.250 -0.3921 0.04232 0.03269 -0.0544 0.7616 0.2174
-5.000 -0.4286 0.04319 0.03351 -0.0443 0.7524 0.2109
-4.750 -0.4492 0.04224 0.03282 -0.0369 0.7488 0.2628
-4.500 -0.4686 0.04098 0.03184 -0.0293 0.7463 0.3213
-4.000 -0.5187 0.03999 0.03200 -0.0119 0.7355 0.4970
-3.750 -0.4919 0.04129 0.03378 -0.0105 0.7332 0.6131
-3.500 -0.4786 0.04201 0.03452 -0.0072 0.7309 0.6597
-3.250 -0.4308 0.04617 0.03875 -0.0067 0.7297 0.7098
-3.000 -0.3482 0.05113 0.04354 -0.0124 0.7292 0.7268
-2.750 -0.3497 0.05016 0.04245 -0.0079 0.7276 0.7382
-2.000 -0.3524 0.05106 0.04315 0.0043 0.7138 0.7554
-1.750 -0.3222 0.05134 0.04329 0.0034 0.7124 0.7573
-1.500 -0.2923 0.05140 0.04322 0.0026 0.7113 0.7597
-1.250 -0.3444 0.05114 0.04299 0.0143 0.7021 0.7715
-1.000 -0.3218 0.05157 0.04332 0.0145 0.6996 0.7732
-0.750 -0.2963 0.05184 0.04348 0.0143 0.6976 0.7753
-0.500 -0.2708 0.05189 0.04342 0.0141 0.6960 0.7780
-0.250 -0.2475 0.05157 0.04299 0.0142 0.6946 0.7817
0.000 -0.2805 0.05191 0.04335 0.0226 0.6864 0.7900
0.250 -0.2610 0.05233 0.04369 0.0232 0.6834 0.7921
0.500 -0.2379 0.05241 0.04369 0.0233 0.6812 0.7946
0.750 -0.2142 0.05226 0.04344 0.0233 0.6794 0.7980
1.000 -0.2012 0.05139 0.04245 0.0249 0.6779 0.8057
1.500 -0.1929 0.05313 0.04418 0.0303 0.6666 0.8103
1.750 -0.1693 0.05317 0.04415 0.0303 0.6643 0.8131
2.000 -0.1463 0.05306 0.04397 0.0303 0.6626 0.8171
2.250 -0.1269 0.05257 0.04339 0.0308 0.6613 0.8233
2.500 -0.1378 0.05398 0.04483 0.0355 0.6521 0.8258
2.750 -0.1165 0.05423 0.04504 0.0357 0.6492 0.8282
3.000 -0.0924 0.05431 0.04507 0.0356 0.6472 0.8312
3.250 -0.0672 0.05420 0.04490 0.0353 0.6456 0.8351
3.750 -0.0578 0.05543 0.04612 0.0400 0.6338 0.8434
4.000 -0.0330 0.05555 0.04621 0.0398 0.6314 0.8460
4.250 -0.0061 0.05550 0.04612 0.0393 0.6295 0.8490
4.500 0.0216 0.05532 0.04591 0.0387 0.6281 0.8527
4.750 0.0060 0.05664 0.04725 0.0433 0.6177 0.8585
5.000 0.0309 0.05677 0.04737 0.0432 0.6150 0.8609
5.250 0.0578 0.05678 0.04737 0.0427 0.6131 0.8638
5.500 0.0860 0.05668 0.04725 0.0421 0.6116 0.8670
5.750 0.0736 0.05812 0.04872 0.0461 0.6008 0.8720
6.000 0.0972 0.05808 0.04867 0.0460 0.5981 0.8757
6.250 0.1253 0.05801 0.04859 0.0454 0.5962 0.8783
6.500 0.1549 0.05782 0.04840 0.0447 0.5948 0.8815
6.750 0.1418 0.05950 0.05013 0.0487 0.5831 0.8862
7.000 0.1664 0.05935 0.04997 0.0485 0.5807 0.8906
7.250 0.1957 0.05914 0.04978 0.0478 0.5790 0.8931
7.750 0.2132 0.06067 0.05138 0.0507 0.5650 0.9003
8.000 0.2395 0.06041 0.05112 0.0504 0.5630 0.9048
8.500 0.2602 0.06195 0.05274 0.0528 0.5491 0.9114
8.750 0.2877 0.06170 0.05252 0.0522 0.5468 0.9148
9.000 0.3158 0.06129 0.05212 0.0517 0.5450 0.9188
9.250 0.3096 0.06317 0.05407 0.0542 0.5327 0.9223
9.500 0.3392 0.06289 0.05383 0.0533 0.5303 0.9255
9.750 0.3675 0.06254 0.05353 0.0527 0.5282 0.9293
10.250 0.3919 0.06392 0.05502 0.0542 0.5136 0.9362
10.500 0.4241 0.06340 0.05456 0.0530 0.5119 0.9393
11.000 0.4491 0.06488 0.05616 0.0542 0.4966 0.9470
11.500 0.4831 0.06649 0.05794 0.0536 0.4816 0.9526
11.750 0.5157 0.06587 0.05737 0.0523 0.4795 0.9559
12.250 0.5525 0.06739 0.05907 0.0511 0.4641 0.9616
12.500 0.5853 0.06704 0.05880 0.0494 0.4607 0.9642
13.000 0.6292 0.06799 0.05994 0.0476 0.4463 0.9701
13.500 0.6785 0.06909 0.06124 0.0445 0.4301 0.9744
14.000 0.7296 0.06978 0.06212 0.0417 0.4134 0.9797
14.250 0.7452 0.07108 0.06351 0.0408 0.4017 0.9823
14.500 0.7863 0.07001 0.06251 0.0383 0.3951 0.9848
14.750 0.8009 0.07140 0.06399 0.0374 0.3821 0.9877
15.000 0.8275 0.07133 0.06397 0.0360 0.3715 0.9919
15.250 0.8580 0.07115 0.06381 0.0347 0.3606 1.0000
15.500 0.8579 0.07216 0.06485 0.0367 0.3477 1.0000
15.750 0.8682 0.07246 0.06514 0.0378 0.3357 1.0000
16.000 0.8852 0.07230 0.06495 0.0383 0.3240 1.0000
16.250 0.8933 0.07332 0.06597 0.0391 0.3105 1.0000
16.500 0.9000 0.07466 0.06733 0.0397 0.2970 1.0000
16.750 0.9086 0.07589 0.06855 0.0400 0.2834 1.0000
17.000 0.9177 0.07714 0.06977 0.0403 0.2701 1.0000
17.250 0.9273 0.07839 0.07098 0.0405 0.2568 1.0000
17.500 0.9329 0.08017 0.07276 0.0406 0.2436 1.0000
17.750 0.9371 0.08218 0.07479 0.0408 0.2309 1.0000
18.000 0.9431 0.08402 0.07663 0.0408 0.2192 1.0000
18.250 0.9492 0.08584 0.07840 0.0407 0.2077 1.0000
18.500 0.9526 0.08806 0.08065 0.0406 0.1968 1.0000
18.750 0.9575 0.09015 0.08276 0.0404 0.1871 1.0000
19.000 0.9635 0.09207 0.08465 0.0401 0.1782 1.0000
19.250 0.9673 0.09438 0.08704 0.0397 0.1696 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to TH 25816 HALE AIRFOIL (th25816-il)