TH 25816 HALE AIRFOIL (th25816-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: TH 25816 HALE AIRFOIL (th25816-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 2.39 at α=13.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-th25816-il-50000.txt Download as CSV file: xf-th25816-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.4902 0.17900 0.17326 -0.0129 1.0000 0.3232
-10.500 -0.6532 0.13844 0.13286 -0.0388 1.0000 0.1488
-10.250 -0.8119 0.11957 0.11379 -0.0417 1.0000 0.1394
-10.000 -0.8187 0.11521 0.10936 -0.0403 1.0000 0.1346
-9.750 -0.8526 0.11035 0.10441 -0.0371 1.0000 0.1321
-9.500 -0.8982 0.10601 0.09993 -0.0321 1.0000 0.1301
-9.250 -0.9496 0.10246 0.09620 -0.0250 1.0000 0.1286
-9.000 -1.0034 0.09905 0.09252 -0.0167 1.0000 0.1267
-8.750 -1.0799 0.09591 0.08858 -0.0047 1.0000 0.1229
-8.500 -1.0705 0.09188 0.08449 -0.0034 1.0000 0.1207
-8.250 -1.0741 0.08811 0.08053 -0.0003 1.0000 0.1188
-8.000 -1.0812 0.08461 0.07674 0.0035 1.0000 0.1170
-7.750 -1.0874 0.08119 0.07297 0.0075 1.0000 0.1150
-7.500 -1.0909 0.07782 0.06917 0.0113 1.0000 0.1130
-7.250 -1.0924 0.07474 0.06558 0.0151 1.0000 0.1112
-7.000 -1.0896 0.07198 0.06227 0.0186 1.0000 0.1100
-6.750 -1.0799 0.06965 0.05962 0.0209 1.0000 0.1101
-6.500 -1.0620 0.06782 0.05761 0.0217 0.9988 0.1113
-6.250 -1.0401 0.06636 0.05594 0.0220 0.9964 0.1132
-6.000 -1.0155 0.06536 0.05470 0.0219 0.9939 0.1153
-5.750 -0.9911 0.06416 0.05322 0.0222 0.9923 0.1171
-5.500 -0.9628 0.06313 0.05196 0.0220 0.9899 0.1188
-5.250 -0.9288 0.06267 0.05122 0.0210 0.9874 0.1218
-5.000 -0.8644 0.06303 0.05190 0.0153 0.9865 0.1297
-4.750 -0.7684 0.06514 0.05428 0.0057 0.9870 0.1508
-4.500 -0.7335 0.06581 0.05515 0.0050 0.9855 0.1696
-4.250 -0.2165 0.11387 0.10543 -0.0337 1.0000 1.0000
-4.000 -0.2135 0.11283 0.10424 -0.0328 1.0000 1.0000
-3.750 -0.2101 0.11192 0.10318 -0.0317 1.0000 1.0000
-3.500 -0.2063 0.11110 0.10223 -0.0307 1.0000 1.0000
-3.250 -0.1966 0.10989 0.10089 -0.0306 0.9986 1.0000
-3.000 -0.1760 0.10896 0.09979 -0.0327 0.9936 1.0000
-2.750 -0.1640 0.10777 0.09848 -0.0329 0.9899 1.0000
-2.500 -0.1470 0.10729 0.09785 -0.0342 0.9849 1.0000
-2.250 -0.1352 0.10709 0.09752 -0.0343 0.9821 1.0000
-2.000 -0.1255 0.10614 0.09648 -0.0338 0.9777 1.0000
-1.750 -0.1101 0.10623 0.09643 -0.0346 0.9737 1.0000
-1.500 -0.1008 0.10609 0.09619 -0.0340 0.9713 1.0000
-1.250 -0.0927 0.10534 0.09535 -0.0331 0.9668 1.0000
-1.000 -0.0784 0.10555 0.09546 -0.0334 0.9630 1.0000
-0.750 -0.0657 0.10623 0.09604 -0.0335 0.9607 1.0000
-0.500 -0.0622 0.10515 0.09490 -0.0315 0.9567 1.0000
-0.250 -0.0499 0.10524 0.09490 -0.0314 0.9524 1.0000
0.000 -0.0334 0.10629 0.09585 -0.0321 0.9494 1.0000
0.250 -0.0301 0.10578 0.09529 -0.0301 0.9468 1.0000
0.500 -0.0225 0.10539 0.09485 -0.0289 0.9419 1.0000
0.750 -0.0079 0.10601 0.09539 -0.0291 0.9380 1.0000
1.000 0.0078 0.10755 0.09685 -0.0296 0.9355 1.0000
1.250 0.0060 0.10612 0.09540 -0.0266 0.9312 1.0000
1.500 0.0177 0.10639 0.09563 -0.0262 0.9264 1.0000
1.750 0.0357 0.10790 0.09706 -0.0271 0.9230 1.0000
2.000 0.0355 0.10721 0.09636 -0.0244 0.9194 1.0000
2.250 0.0448 0.10728 0.09639 -0.0236 0.9139 1.0000
2.500 0.0626 0.10872 0.09777 -0.0244 0.9101 1.0000
2.750 0.0628 0.10827 0.09731 -0.0218 0.9062 1.0000
3.000 0.0727 0.10851 0.09753 -0.0211 0.9002 1.0000
3.250 0.0919 0.11035 0.09931 -0.0221 0.8966 1.0000
3.500 0.0882 0.10936 0.09833 -0.0189 0.8912 1.0000
3.750 0.1024 0.11018 0.09913 -0.0190 0.8855 1.0000
4.000 0.1121 0.11120 0.10012 -0.0183 0.8820 1.0000
4.250 0.1153 0.11085 0.09978 -0.0164 0.8747 1.0000
4.500 0.1346 0.11263 0.10153 -0.0174 0.8702 1.0000
4.750 0.1307 0.11199 0.10091 -0.0143 0.8642 1.0000
5.000 0.1457 0.11302 0.10192 -0.0145 0.8578 1.0000
5.250 0.1509 0.11370 0.10261 -0.0131 0.8535 1.0000
5.500 0.1572 0.11386 0.10278 -0.0118 0.8455 1.0000
5.750 0.1791 0.11629 0.10519 -0.0131 0.8411 1.0000
6.000 0.1702 0.11509 0.10402 -0.0094 0.8332 1.0000
6.250 0.1878 0.11663 0.10556 -0.0100 0.8273 1.0000
6.500 0.1857 0.11674 0.10569 -0.0075 0.8215 1.0000
6.750 0.1967 0.11750 0.10646 -0.0070 0.8135 1.0000
7.000 0.2112 0.11948 0.10844 -0.0072 0.8093 1.0000
7.250 0.2064 0.11877 0.10777 -0.0043 0.8000 1.0000
7.500 0.2276 0.12103 0.11004 -0.0054 0.7945 1.0000
7.750 0.2180 0.12039 0.10944 -0.0019 0.7868 1.0000
8.000 0.2338 0.12181 0.11088 -0.0022 0.7795 1.0000
8.250 0.2330 0.12243 0.11152 -0.0001 0.7738 1.0000
8.500 0.2403 0.12303 0.11215 0.0009 0.7649 1.0000
8.750 0.2565 0.12535 0.11450 0.0005 0.7601 1.0000
9.000 0.2483 0.12459 0.11378 0.0036 0.7502 1.0000
9.250 0.2713 0.12728 0.11650 0.0024 0.7444 1.0000
9.500 0.2572 0.12635 0.11560 0.0061 0.7358 1.0000
9.750 0.2760 0.12833 0.11761 0.0056 0.7285 1.0000
10.000 0.2671 0.12830 0.11762 0.0084 0.7209 1.0000
10.250 0.2821 0.12980 0.11916 0.0084 0.7125 1.0000
10.500 0.2776 0.13038 0.11977 0.0106 0.7061 1.0000
10.750 0.2881 0.13144 0.12088 0.0112 0.6966 1.0000
11.000 0.2878 0.13246 0.12193 0.0128 0.6905 1.0000
11.250 0.2949 0.13325 0.12277 0.0138 0.6805 1.0000
11.500 0.2972 0.13454 0.12410 0.0151 0.6746 1.0000
11.750 0.3034 0.13523 0.12483 0.0162 0.6638 1.0000
12.000 0.3037 0.13639 0.12603 0.0176 0.6577 1.0000
12.250 0.3113 0.13723 0.12691 0.0186 0.6471 1.0000
12.500 0.3095 0.13823 0.12795 0.0202 0.6407 1.0000
12.750 0.3199 0.13934 0.12913 0.0208 0.6300 1.0000
13.000 0.3141 0.13994 0.12976 0.0228 0.6225 1.0000
13.250 0.3320 0.14181 0.13168 0.0227 0.6123 1.0000
13.500 0.3195 0.14174 0.13165 0.0253 0.6041 1.0000
13.750 0.3453 0.14464 0.13461 0.0245 0.5948 1.0000
14.000 0.3262 0.14362 0.13363 0.0275 0.5855 1.0000
14.250 0.3439 0.14606 0.13613 0.0274 0.5775 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to TH 25816 HALE AIRFOIL (th25816-il)