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

AH 63-K-127/24 (ah63k127-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: AH 63-K-127/24 (ah63k127-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 43.38 at α=9°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-ah63k127-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-ah63k127-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: AH 63-K-127/24                                  
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.250  -0.2764   0.10289   0.09856  -0.0691   0.9687   0.0902
  -9.000  -0.2783   0.09977   0.09547  -0.0739   0.9652   0.0950
  -8.750  -0.2910   0.09676   0.09250  -0.0823   0.9611   0.0964
  -8.500  -0.2700   0.09236   0.08809  -0.0789   0.9598   0.0999
  -8.250  -0.2664   0.09008   0.08583  -0.0781   0.9565   0.1037
  -8.000  -0.2750   0.08747   0.08325  -0.0806   0.9523   0.1080
  -7.750  -0.2997   0.08481   0.08064  -0.0858   0.9473   0.1098
  -7.500  -0.3317   0.08410   0.07994  -0.0829   0.9414   0.1102
  -7.250  -0.3607   0.08288   0.07853  -0.0843   0.9366   0.1109
  -7.000  -0.3161   0.07783   0.07372  -0.0807   0.9366   0.1176
  -6.750  -0.3297   0.07538   0.07118  -0.0826   0.9327   0.1231
  -6.500  -0.3727   0.07575   0.07129  -0.0793   0.9274   0.1249
  -6.250  -0.3541   0.07124   0.06703  -0.0770   0.9255   0.1287
  -6.000  -0.3656   0.07014   0.06548  -0.0790   0.9219   0.1396
  -5.750  -0.3374   0.06544   0.06107  -0.0783   0.9202   0.1455
  -5.500  -0.3547   0.06407   0.05946  -0.0759   0.9165   0.1550
  -5.250  -0.3481   0.06184   0.05736  -0.0730   0.9137   0.1603
  -5.000  -0.3401   0.05937   0.05479  -0.0726   0.9105   0.1739
  -4.000  -0.2406   0.04148   0.03399  -0.0759   0.8993   0.0674
  -3.750  -0.2120   0.03845   0.03055  -0.0763   0.8963   0.0611
  -3.500  -0.1717   0.03717   0.02841  -0.0772   0.8929   0.0556
  -3.250  -0.1482   0.03584   0.02681  -0.0766   0.8895   0.0555
  -3.000  -0.1305   0.03412   0.02508  -0.0756   0.8859   0.0597
  -2.750  -0.1028   0.03316   0.02399  -0.0755   0.8821   0.0621
  -2.500  -0.0637   0.03220   0.02293  -0.0771   0.8785   0.0648
  -2.250  -0.0485   0.03189   0.02251  -0.0751   0.8742   0.0684
  -2.000  -0.0301   0.03131   0.02203  -0.0739   0.8698   0.0800
  -1.750   0.0022   0.03035   0.02132  -0.0748   0.8658   0.1267
  -1.500   0.1451   0.02876   0.02233  -0.0869   0.8652   1.0000
  -1.250   0.1266   0.02924   0.02277  -0.0803   0.8587   1.0000
  -1.000   0.1325   0.02958   0.02296  -0.0776   0.8532   1.0000
  -0.750   0.1431   0.02999   0.02321  -0.0756   0.8478   1.0000
  -0.500   0.1296   0.03037   0.02353  -0.0698   0.8412   1.0000
  -0.250   0.1666   0.03084   0.02377  -0.0719   0.8366   1.0000
   0.000   0.1508   0.03137   0.02424  -0.0660   0.8291   1.0000
   0.250   0.1849   0.03191   0.02458  -0.0676   0.8237   1.0000
   0.500   0.1923   0.03260   0.02516  -0.0655   0.8164   1.0000
   0.750   0.2254   0.03317   0.02560  -0.0670   0.8104   1.0000
   1.000   0.2379   0.03391   0.02624  -0.0656   0.8024   1.0000
   1.250   0.2744   0.03452   0.02671  -0.0675   0.7968   1.0000
   1.500   0.2846   0.03530   0.02742  -0.0658   0.7880   1.0000
   1.750   0.3283   0.03587   0.02790  -0.0685   0.7830   1.0000
   2.000   0.3325   0.03674   0.02872  -0.0662   0.7737   1.0000
   2.250   0.3588   0.03744   0.02936  -0.0665   0.7665   1.0000
   2.500   0.3819   0.03815   0.03002  -0.0666   0.7594   1.0000
   2.750   0.4000   0.03897   0.03081  -0.0660   0.7517   1.0000
   3.000   0.4293   0.03960   0.03141  -0.0668   0.7455   1.0000
   3.250   0.4431   0.04049   0.03229  -0.0658   0.7372   1.0000
   3.500   0.4743   0.04110   0.03289  -0.0667   0.7319   1.0000
   3.750   0.4863   0.04204   0.03383  -0.0656   0.7235   1.0000
   4.000   0.5177   0.04264   0.03447  -0.0665   0.7185   1.0000
   4.250   0.5288   0.04365   0.03549  -0.0653   0.7101   1.0000
   4.500   0.5614   0.04417   0.03604  -0.0663   0.7052   1.0000
   4.750   0.5718   0.04522   0.03712  -0.0651   0.6965   1.0000
   5.000   0.6056   0.04567   0.03763  -0.0662   0.6918   1.0000
   5.250   0.6140   0.04686   0.03888  -0.0649   0.6830   1.0000
   5.500   0.6500   0.04717   0.03928  -0.0660   0.6784   1.0000
   5.750   0.6572   0.04844   0.04060  -0.0646   0.6690   1.0000
   6.000   0.6935   0.04872   0.04099  -0.0658   0.6648   1.0000
   6.250   0.7005   0.05003   0.04236  -0.0644   0.6549   1.0000
   6.500   0.7408   0.05000   0.04252  -0.0657   0.6508   1.0000
   6.750   0.7467   0.05139   0.04400  -0.0642   0.6403   1.0000
   7.000   0.7782   0.05093   0.04367  -0.0640   0.6293   1.0000
   7.250   0.8364   0.04759   0.04058  -0.0643   0.6153   1.0000
   7.500   0.9144   0.04286   0.03617  -0.0661   0.6096   1.0000
   7.750   0.9372   0.04239   0.03588  -0.0648   0.5978   1.0000
   8.250   1.0853   0.03027   0.02461  -0.0654   0.5808   1.0000
   8.500   1.1243   0.02695   0.02154  -0.0633   0.5529   1.0000
   8.750   1.1363   0.02632   0.02096  -0.0599   0.5062   1.0000
   9.000   1.1392   0.02626   0.02030  -0.0548   0.3795   1.0000
   9.250   1.1160   0.02910   0.02210  -0.0494   0.2608   1.0000
   9.500   1.0972   0.03225   0.02459  -0.0453   0.2012   1.0000
   9.750   1.0880   0.03496   0.02689  -0.0422   0.1636   1.0000
  10.000   1.0843   0.03738   0.02900  -0.0396   0.1344   1.0000
  10.250   1.0859   0.03960   0.03099  -0.0373   0.1084   1.0000
  10.500   1.0928   0.04163   0.03292  -0.0354   0.0867   1.0000
  10.750   1.1014   0.04363   0.03477  -0.0338   0.0704   1.0000
  11.000   1.1209   0.04540   0.03647  -0.0325   0.0581   1.0000
  11.250   1.1459   0.04722   0.03841  -0.0315   0.0492   1.0000
  11.500   1.1928   0.04993   0.04120  -0.0317   0.0428   1.0000
  11.750   1.2086   0.05226   0.04391  -0.0306   0.0391   1.0000
  12.000   1.2253   0.05499   0.04686  -0.0298   0.0367   1.0000
  12.250   1.2428   0.05864   0.05081  -0.0290   0.0358   1.0000
  12.500   1.2501   0.06259   0.05511  -0.0277   0.0355   1.0000
  12.750   1.2483   0.06667   0.05957  -0.0260   0.0355   1.0000
  13.000   1.2387   0.07085   0.06415  -0.0242   0.0359   1.0000
  13.250   1.2192   0.07545   0.06916  -0.0225   0.0366   1.0000
  13.500   1.1949   0.08060   0.07472  -0.0213   0.0373   1.0000
  13.750   1.1706   0.08607   0.08052  -0.0208   0.0381   1.0000
  14.000   1.1457   0.09186   0.08659  -0.0212   0.0387   1.0000
  14.250   1.1205   0.09802   0.09299  -0.0224   0.0393   1.0000
  14.500   1.0951   0.10466   0.09985  -0.0246   0.0399   1.0000
  14.750   1.0700   0.11187   0.10724  -0.0277   0.0405   1.0000
  15.000   1.0447   0.11993   0.11546  -0.0319   0.0411   1.0000
  15.250   1.0210   0.12871   0.12435  -0.0370   0.0419   1.0000
  15.500   0.9998   0.13815   0.13386  -0.0427   0.0427   1.0000
  15.750   0.9877   0.14641   0.14213  -0.0473   0.0437   1.0000
  16.000   0.9442   0.17068   0.16629  -0.0625   0.0535   1.0000
<< Back to AH 63-K-127/24 (ah63k127-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to AH 63-K-127/24 (ah63k127-il)