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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 63-K-127/24 (ah63k127-il)