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

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
<< Back to TH 25816 HALE AIRFOIL (th25816-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to TH 25816 HALE AIRFOIL (th25816-il)