ONERA HOR20 AIRFOIL (hor20-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: ONERA HOR20 AIRFOIL (hor20-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.12 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-hor20-il-50000.txt Download as CSV file: xf-hor20-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: ONERA HOR20 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 -0.2301 0.13835 0.13037 -0.0158 1.0000 0.3077
-10.500 -0.2202 0.13605 0.12810 -0.0165 1.0000 0.3161
-10.250 -0.2546 0.13907 0.13122 -0.0177 1.0000 0.3219
-10.000 -0.2084 0.13071 0.12287 -0.0185 1.0000 0.3263
-9.750 -0.1919 0.12763 0.11984 -0.0191 1.0000 0.3332
-9.500 -0.2188 0.12979 0.12208 -0.0199 1.0000 0.3419
-9.250 -0.1903 0.12369 0.11605 -0.0208 1.0000 0.3457
-9.000 -0.1685 0.12020 0.11263 -0.0213 1.0000 0.3526
-8.750 -0.1804 0.12041 0.11295 -0.0213 1.0000 0.3619
-8.500 -0.2028 0.12059 0.11331 -0.0199 1.0000 0.3651
-8.250 -0.1923 0.11801 0.11085 -0.0169 1.0000 0.3689
-8.000 -0.2103 0.11904 0.11204 -0.0120 1.0000 0.3726
-7.750 -0.2323 0.12032 0.11345 -0.0077 1.0000 0.3776
-7.500 -0.2734 0.12311 0.11636 -0.0050 0.9982 0.3848
-7.250 -0.2225 0.11635 0.10954 -0.0120 0.9893 0.3914
-7.000 -0.1965 0.11360 0.10673 -0.0178 0.9786 0.4060
-6.750 -0.1656 0.10888 0.10197 -0.0237 0.9682 0.4131
-6.500 -0.1295 0.10553 0.09855 -0.0301 0.9598 0.4288
-6.250 -0.1013 0.10131 0.09431 -0.0350 0.9479 0.4363
-6.000 -0.0689 0.09836 0.09130 -0.0404 0.9380 0.4520
-5.750 -0.0309 0.09375 0.08664 -0.0459 0.9281 0.4609
-5.500 -0.0205 0.09254 0.08540 -0.0480 0.9148 0.4758
-5.250 0.0279 0.08746 0.08026 -0.0534 0.9059 0.4860
-5.000 0.0102 0.08828 0.08109 -0.0516 0.8901 0.4999
-4.750 0.0661 0.08295 0.07567 -0.0563 0.8816 0.5107
-4.500 0.0279 0.08507 0.07784 -0.0520 0.8659 0.5233
-4.250 0.0908 0.07967 0.07236 -0.0563 0.8567 0.5359
-4.000 0.0687 0.08008 0.07280 -0.0530 0.8435 0.5481
-3.750 0.0933 0.07818 0.07086 -0.0532 0.8340 0.5668
-3.500 0.1163 0.07579 0.06846 -0.0535 0.8219 0.5775
-3.250 -0.0690 0.06814 0.06053 -0.0627 0.8106 0.4019
-3.000 -0.0903 0.06689 0.05924 -0.0614 0.7983 0.4030
-2.750 -0.0627 0.06350 0.05564 -0.0671 0.7911 0.4117
-2.500 -0.0692 0.06406 0.05627 -0.0631 0.7807 0.4158
-2.250 -0.0566 0.06310 0.05524 -0.0636 0.7713 0.4229
-2.000 -0.0103 0.06040 0.05232 -0.0697 0.7650 0.4356
-1.750 -0.0356 0.06137 0.05333 -0.0651 0.7543 0.4376
-1.500 -0.0176 0.06103 0.05294 -0.0652 0.7459 0.4461
-1.250 0.0413 0.05905 0.05078 -0.0709 0.7398 0.4605
-1.000 0.0107 0.06047 0.05223 -0.0663 0.7298 0.4622
-0.750 0.0285 0.06041 0.05210 -0.0670 0.7217 0.4716
-0.500 0.0877 0.05908 0.05065 -0.0714 0.7151 0.4857
-0.250 0.0645 0.06067 0.05226 -0.0678 0.7066 0.4887
0.000 0.0816 0.06095 0.05238 -0.0698 0.6984 0.4992
0.250 0.1253 0.06042 0.05185 -0.0710 0.6913 0.5108
0.500 0.1272 0.06166 0.05303 -0.0707 0.6839 0.5186
0.750 0.1328 0.06278 0.05410 -0.0709 0.6764 0.5263
1.000 0.1616 0.06303 0.05436 -0.0712 0.6692 0.5374
1.250 0.1939 0.06338 0.05462 -0.0730 0.6619 0.5502
1.500 0.1842 0.06552 0.05682 -0.0715 0.6558 0.5556
1.750 0.2017 0.06676 0.05797 -0.0729 0.6494 0.5671
2.000 0.2615 0.06578 0.05699 -0.0743 0.6409 0.5851
2.250 0.2463 0.06879 0.05995 -0.0742 0.6358 0.5913
2.500 0.2440 0.07090 0.06215 -0.0736 0.6324 0.5983
2.750 0.2503 0.07285 0.06412 -0.0737 0.6289 0.6082
3.000 0.2643 0.07458 0.06585 -0.0745 0.6251 0.6201
3.250 0.2829 0.07626 0.06754 -0.0751 0.6217 0.6341
3.500 0.2989 0.07822 0.06954 -0.0758 0.6199 0.6470
3.750 0.3173 0.08054 0.07183 -0.0772 0.6186 0.6626
4.000 0.3369 0.08273 0.07408 -0.0775 0.6159 0.6780
4.250 0.2733 0.09355 0.08512 -0.0831 0.7136 0.6703
4.500 0.2463 0.09207 0.08367 -0.0785 0.6992 0.6756
4.750 0.2878 0.09519 0.08681 -0.0812 0.6911 0.6988
5.000 0.2818 0.09616 0.08777 -0.0796 0.6816 0.7107
5.250 0.3063 0.09796 0.08962 -0.0802 0.6696 0.7319
5.500 0.3559 0.10283 0.09460 -0.0833 0.6644 0.7636
5.750 0.3251 0.10122 0.09306 -0.0790 0.6502 0.7714
6.000 0.3626 0.10423 0.09623 -0.0804 0.6425 0.8091
6.250 0.3514 0.10495 0.09710 -0.0780 0.6334 0.8336
6.500 0.3652 0.10572 0.09816 -0.0769 0.6217 1.0000
6.750 0.4244 0.11222 0.10441 -0.0843 0.6161 1.0000
7.000 0.4023 0.11116 0.10332 -0.0821 0.6010 1.0000
7.250 0.4556 0.11664 0.10857 -0.0872 0.5943 1.0000
7.500 0.4337 0.11676 0.10865 -0.0853 0.5832 1.0000
7.750 0.4666 0.12024 0.11197 -0.0875 0.5737 1.0000
8.000 0.4892 0.12459 0.11619 -0.0893 0.5686 1.0000
8.250 0.4809 0.12481 0.11638 -0.0881 0.5550 1.0000
8.500 0.5252 0.13006 0.12150 -0.0906 0.5486 1.0000
8.750 0.5031 0.13026 0.12168 -0.0891 0.5389 1.0000
9.000 0.5258 0.13327 0.12460 -0.0899 0.5297 1.0000
9.250 0.5788 0.14063 0.13186 -0.0928 0.5252 1.0000
9.500 0.5386 0.13814 0.12938 -0.0904 0.5133 1.0000
9.750 0.5674 0.14199 0.13317 -0.0914 0.5061 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to ONERA HOR20 AIRFOIL (hor20-il)