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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to TH 25816 HALE AIRFOIL (th25816-il)