Airfoil Tools
Search 1638 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=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: TH 25816 HALE AIRFOIL (th25816-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 7.09 at α=19°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-th25816-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-th25816-il-50000-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 =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -14.250  -0.4008   0.13554   0.12813  -0.1081   0.9191   0.0525
 -14.000  -0.4252   0.12907   0.12162  -0.1096   0.9156   0.0521
 -13.750  -0.4564   0.12164   0.11407  -0.1120   0.9129   0.0518
 -13.500  -0.4855   0.11498   0.10725  -0.1140   0.9107   0.0514
 -13.250  -0.5171   0.10980   0.10191  -0.1135   0.9072   0.0511
 -13.000  -0.5494   0.10544   0.09742  -0.1115   0.9027   0.0509
 -12.750  -0.5754   0.10112   0.09289  -0.1104   0.8996   0.0507
 -12.500  -0.5975   0.09704   0.08855  -0.1093   0.8972   0.0506
 -12.250  -0.6246   0.09424   0.08559  -0.1053   0.8931   0.0505
 -12.000  -0.6484   0.09141   0.08254  -0.1017   0.8890   0.0505
 -11.750  -0.6643   0.08846   0.07932  -0.0991   0.8859   0.0506
 -11.500  -0.6739   0.08561   0.07618  -0.0970   0.8835   0.0507
 -11.250  -0.6956   0.08386   0.07426  -0.0916   0.8786   0.0508
 -11.000  -0.7074   0.08186   0.07201  -0.0878   0.8752   0.0510
 -10.750  -0.7134   0.07975   0.06958  -0.0849   0.8723   0.0516
 -10.500  -0.7120   0.07763   0.06707  -0.0828   0.8700   0.0523
 -10.250  -0.7213   0.07634   0.06566  -0.0781   0.8654   0.0529
 -10.000  -0.7099   0.07506   0.06431  -0.0767   0.8621   0.0540
  -9.750  -0.6940   0.07379   0.06293  -0.0760   0.8596   0.0553
  -9.500  -0.6693   0.07256   0.06151  -0.0763   0.8576   0.0569
  -9.250  -0.6267   0.07144   0.06014  -0.0787   0.8562   0.0588
  -9.000  -0.6007   0.07097   0.05948  -0.0781   0.8528   0.0603
  -8.750  -0.5608   0.07091   0.05939  -0.0792   0.8498   0.0624
  -8.500  -0.5285   0.07090   0.05938  -0.0796   0.8471   0.0655
  -8.250  -0.4973   0.07090   0.05922  -0.0800   0.8449   0.0701
  -8.000  -0.4727   0.07066   0.05900  -0.0799   0.8430   0.0739
  -7.750  -0.4502   0.07024   0.05852  -0.0796   0.8413   0.0787
  -7.500  -0.4558   0.07000   0.05821  -0.0749   0.8368   0.0813
  -7.250  -0.4533   0.06939   0.05764  -0.0720   0.8331   0.0850
  -7.000  -0.4463   0.06863   0.05686  -0.0698   0.8301   0.0923
  -6.750  -0.4403   0.06765   0.05594  -0.0677   0.8279   0.1025
  -6.500  -0.4355   0.06653   0.05494  -0.0656   0.8261   0.1189
  -6.250  -0.4532   0.06582   0.05437  -0.0594   0.8216   0.1313
  -6.000  -0.4639   0.06468   0.05346  -0.0547   0.8177   0.1563
  -5.750  -0.4774   0.06297   0.05218  -0.0498   0.8145   0.2074
  -5.500  -0.4313   0.06653   0.05812  -0.0470   0.8128   0.5242
  -5.250  -0.4414   0.06613   0.05759  -0.0416   0.8105   0.5789
  -5.000  -0.4558   0.06677   0.05820  -0.0345   0.8065   0.6078
  -4.750  -0.4609   0.06820   0.05956  -0.0280   0.8024   0.6422
  -4.500  -0.4409   0.07156   0.06277  -0.0236   0.7992   0.6822
  -4.250  -0.3646   0.07673   0.06756  -0.0276   0.7973   0.7109
  -4.000  -0.3353   0.07781   0.06841  -0.0278   0.7954   0.7250
  -3.750  -0.3230   0.07806   0.06846  -0.0259   0.7935   0.7382
  -3.500  -0.3097   0.07898   0.06926  -0.0240   0.7891   0.7443
  -3.250  -0.3151   0.07887   0.06904  -0.0195   0.7852   0.7555
  -3.000  -0.2829   0.07941   0.06937  -0.0211   0.7824   0.7607
  -2.750  -0.2853   0.07911   0.06895  -0.0172   0.7801   0.7717
  -2.500  -0.2478   0.07954   0.06916  -0.0199   0.7783   0.7756
  -2.250  -0.2402   0.07981   0.06932  -0.0177   0.7747   0.7818
  -2.000  -0.2520   0.07964   0.06910  -0.0123   0.7702   0.7900
  -1.750  -0.2286   0.07994   0.06925  -0.0128   0.7671   0.7940
  -1.500  -0.2143   0.07999   0.06917  -0.0117   0.7646   0.7999
  -1.250  -0.2095   0.07968   0.06873  -0.0090   0.7623   0.8070
  -1.000  -0.1859   0.07995   0.06887  -0.0096   0.7593   0.8104
  -0.500  -0.2022   0.07970   0.06852  -0.0001   0.7509   0.8232
  -0.250  -0.1751   0.07995   0.06865  -0.0014   0.7481   0.8258
   0.000  -0.1484   0.08007   0.06863  -0.0025   0.7456   0.8291
   0.250  -0.1404   0.08014   0.06862  -0.0005   0.7419   0.8337
   0.500  -0.1642   0.07980   0.06826   0.0070   0.7371   0.8410
   0.750  -0.1429   0.08006   0.06844   0.0065   0.7335   0.8435
   1.000  -0.1191   0.08021   0.06850   0.0059   0.7304   0.8466
   1.250  -0.0964   0.08025   0.06843   0.0056   0.7279   0.8507
   1.500  -0.1274   0.07983   0.06799   0.0143   0.7224   0.8581
   1.750  -0.1088   0.08020   0.06831   0.0142   0.7180   0.8604
   2.000  -0.0850   0.08045   0.06850   0.0134   0.7145   0.8634
   2.250  -0.0621   0.08056   0.06852   0.0131   0.7117   0.8672
   2.500  -0.0786   0.08031   0.06824   0.0193   0.7067   0.8735
   2.750  -0.0698   0.08052   0.06842   0.0209   0.7015   0.8769
   3.000  -0.0450   0.08084   0.06870   0.0199   0.6977   0.8797
   3.250  -0.0198   0.08103   0.06881   0.0192   0.6949   0.8834
   3.500  -0.0410   0.08077   0.06853   0.0262   0.6889   0.8903
   3.750  -0.0236   0.08116   0.06891   0.0262   0.6837   0.8929
   4.000   0.0042   0.08151   0.06922   0.0247   0.6800   0.8957
   4.500   0.0081   0.08172   0.06939   0.0307   0.6695   0.9062
   4.750   0.0347   0.08218   0.06984   0.0291   0.6649   0.9084
   5.000   0.0660   0.08254   0.07016   0.0272   0.6618   0.9112
   5.250   0.0659   0.08308   0.07073   0.0297   0.6545   0.9156
   5.500   0.0742   0.08317   0.07080   0.0317   0.6494   0.9209
   5.750   0.1088   0.08362   0.07124   0.0291   0.6458   0.9233
   6.000   0.1166   0.08437   0.07202   0.0300   0.6386   0.9265
   6.250   0.1292   0.08467   0.07233   0.0310   0.6330   0.9309
   6.500   0.1553   0.08489   0.07254   0.0301   0.6294   0.9348
   7.000   0.1884   0.08643   0.07417   0.0293   0.6160   0.9411
   7.250   0.2120   0.08652   0.07425   0.0291   0.6125   0.9459
   7.500   0.2194   0.08765   0.07545   0.0295   0.6036   0.9484
   7.750   0.2477   0.08818   0.07602   0.0276   0.5983   0.9512
   8.000   0.2821   0.08841   0.07628   0.0254   0.5951   0.9547
   8.250   0.2772   0.08967   0.07761   0.0277   0.5848   0.9590
   8.500   0.3123   0.09013   0.07813   0.0248   0.5803   0.9614
   8.750   0.3232   0.09132   0.07939   0.0247   0.5717   0.9644
   9.000   0.3465   0.09184   0.07998   0.0236   0.5656   0.9679
   9.250   0.3806   0.09192   0.08011   0.0215   0.5620   0.9712
   9.500   0.3842   0.09366   0.08195   0.0217   0.5510   0.9738
   9.750   0.4187   0.09383   0.08220   0.0193   0.5465   0.9770
  10.000   0.4233   0.09537   0.08384   0.0198   0.5360   0.9805
  10.250   0.4548   0.09564   0.08419   0.0176   0.5308   0.9835
  10.500   0.4648   0.09712   0.08578   0.0172   0.5208   0.9862
  10.750   0.4929   0.09746   0.08621   0.0155   0.5148   0.9895
  11.000   0.5043   0.09883   0.08768   0.0152   0.5053   0.9928
  11.250   0.5306   0.09937   0.08832   0.0134   0.4986   0.9962
  11.750   0.5557   0.10084   0.08997   0.0140   0.4824   1.0000
  12.000   0.5726   0.10015   0.08933   0.0153   0.4777   1.0000
  12.250   0.5637   0.10150   0.09074   0.0181   0.4660   1.0000
  12.500   0.5843   0.10041   0.08971   0.0193   0.4622   1.0000
  12.750   0.5715   0.10217   0.09154   0.0221   0.4495   1.0000
  13.000   0.5922   0.10090   0.09033   0.0234   0.4455   1.0000
  13.250   0.5796   0.10274   0.09223   0.0261   0.4327   1.0000
  13.500   0.5999   0.10143   0.09099   0.0275   0.4286   1.0000
  14.000   0.6085   0.10182   0.09151   0.0315   0.4115   1.0000
  14.250   0.5963   0.10383   0.09357   0.0339   0.3985   1.0000
  14.500   0.6185   0.10218   0.09199   0.0352   0.3943   1.0000
  14.750   0.6068   0.10428   0.09415   0.0374   0.3810   1.0000
  15.250   0.6211   0.10495   0.09497   0.0400   0.3634   1.0000
  15.500   0.6478   0.10324   0.09334   0.0407   0.3591   1.0000
  16.000   0.6417   0.10761   0.09789   0.0422   0.3337   1.0000
  16.250   0.6671   0.10636   0.09674   0.0425   0.3277   1.0000
  16.750   0.6951   0.10706   0.09762   0.0429   0.3101   1.0000
  17.250   0.7264   0.10760   0.09836   0.0430   0.2925   1.0000
  17.500   0.7201   0.11103   0.10187   0.0428   0.2788   1.0000
  17.750   0.7595   0.10807   0.09900   0.0429   0.2746   1.0000
  18.000   0.7510   0.11193   0.10295   0.0425   0.2612   1.0000
  18.250   0.7484   0.11510   0.10620   0.0419   0.2494   1.0000
  18.500   0.7821   0.11294   0.10412   0.0420   0.2437   1.0000
  18.750   0.7713   0.11739   0.10866   0.0411   0.2317   1.0000
  19.000   0.8110   0.11440   0.10572   0.0413   0.2265   1.0000
  19.250   0.7903   0.12047   0.11188   0.0400   0.2147   1.0000
<< Back to TH 25816 HALE AIRFOIL (th25816-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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