AH 63-K-127/24 (ah63k127-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 63-K-127/24 (ah63k127-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 25.4 at α=10° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah63k127-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ah63k127-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-6.750 -0.4855 0.10524 0.10019 -0.0094 1.0000 0.2742
-6.500 -0.5167 0.10460 0.09966 -0.0064 1.0000 0.2826
-6.250 -0.5177 0.10191 0.09702 -0.0037 1.0000 0.2959
-6.000 -0.5262 0.09962 0.09479 -0.0011 1.0000 0.3104
-5.750 -0.5403 0.09748 0.09273 0.0010 1.0000 0.3262
-5.500 -0.5304 0.09468 0.08995 0.0053 1.0000 0.3504
-5.250 -0.5322 0.09248 0.08780 0.0092 1.0000 0.3783
-5.000 -0.5363 0.09058 0.08595 0.0136 1.0000 0.4112
-3.500 -0.4369 0.05212 0.04442 -0.0382 1.0000 0.1387
-3.250 -0.4098 0.04845 0.04021 -0.0389 1.0000 0.1234
-3.000 -0.3823 0.04516 0.03630 -0.0394 1.0000 0.1132
-2.750 -0.3565 0.04299 0.03356 -0.0392 1.0000 0.1083
-2.500 -0.3321 0.04103 0.03124 -0.0390 1.0000 0.1057
-2.250 -0.3071 0.03935 0.02914 -0.0385 1.0000 0.1047
-2.000 -0.2830 0.03812 0.02755 -0.0378 1.0000 0.1075
-1.750 -0.2603 0.03711 0.02631 -0.0371 1.0000 0.1136
-1.500 -0.2382 0.03631 0.02543 -0.0361 1.0000 0.1214
-1.250 -0.2168 0.03561 0.02466 -0.0346 1.0000 0.1302
-1.000 -0.1938 0.03514 0.02411 -0.0338 1.0000 0.1537
-0.750 -0.1690 0.03177 0.02407 -0.0322 1.0000 0.6376
-0.500 -0.1660 0.03089 0.02313 -0.0246 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1456 0.03144 0.02313 -0.0245 1.0000 1.0000
0.000 -0.1254 0.03205 0.02333 -0.0246 1.0000 1.0000
0.250 -0.1053 0.03271 0.02363 -0.0248 1.0000 1.0000
0.500 -0.0855 0.03342 0.02400 -0.0250 1.0000 1.0000
0.750 -0.0656 0.03417 0.02447 -0.0252 1.0000 1.0000
1.000 -0.0460 0.03496 0.02501 -0.0254 1.0000 1.0000
1.250 -0.0265 0.03579 0.02562 -0.0256 1.0000 1.0000
1.500 -0.0072 0.03666 0.02629 -0.0258 1.0000 1.0000
1.750 0.0120 0.03756 0.02699 -0.0261 1.0000 1.0000
2.000 0.0309 0.03851 0.02777 -0.0263 1.0000 1.0000
2.250 0.0497 0.03949 0.02861 -0.0266 1.0000 1.0000
2.500 0.0683 0.04050 0.02950 -0.0268 1.0000 1.0000
2.750 0.0867 0.04156 0.03043 -0.0271 1.0000 1.0000
3.000 0.1049 0.04265 0.03142 -0.0274 1.0000 1.0000
3.250 0.1229 0.04379 0.03246 -0.0276 1.0000 1.0000
3.500 0.1407 0.04495 0.03356 -0.0279 1.0000 1.0000
3.750 0.1583 0.04617 0.03471 -0.0283 1.0000 1.0000
4.000 0.1758 0.04741 0.03591 -0.0286 1.0000 1.0000
4.250 0.1930 0.04870 0.03716 -0.0289 1.0000 1.0000
4.500 0.2101 0.05004 0.03847 -0.0293 1.0000 1.0000
4.750 0.2321 0.05174 0.04016 -0.0307 0.9975 1.0000
5.000 0.2698 0.05466 0.04309 -0.0351 0.9873 1.0000
5.250 0.3050 0.05744 0.04588 -0.0391 0.9750 1.0000
5.500 0.3321 0.05926 0.04775 -0.0416 0.9578 1.0000
5.750 0.3609 0.06140 0.04995 -0.0442 0.9414 1.0000
6.000 0.3888 0.06357 0.05221 -0.0466 0.9256 1.0000
6.250 0.4160 0.06575 0.05448 -0.0487 0.9100 1.0000
6.500 0.4429 0.06800 0.05682 -0.0508 0.8946 1.0000
6.750 0.4685 0.07025 0.05917 -0.0526 0.8796 1.0000
7.000 0.4943 0.07261 0.06168 -0.0543 0.8647 1.0000
7.250 0.5205 0.07514 0.06434 -0.0561 0.8501 1.0000
7.500 0.5362 0.07691 0.06624 -0.0564 0.8346 1.0000
7.750 0.5514 0.07869 0.06816 -0.0566 0.8176 1.0000
8.000 0.5706 0.08089 0.07051 -0.0574 0.8013 1.0000
8.250 0.5967 0.08360 0.07346 -0.0590 0.7844 1.0000
8.500 0.6133 0.08593 0.07596 -0.0595 0.7675 1.0000
8.750 0.6397 0.08823 0.07848 -0.0606 0.7417 1.0000
9.000 0.7500 0.08195 0.07277 -0.0599 0.6270 1.0000
9.250 0.8076 0.07967 0.07093 -0.0596 0.5922 1.0000
10.000 1.0745 0.04230 0.03481 -0.0381 0.3158 1.0000
10.250 1.0675 0.04505 0.03644 -0.0341 0.2458 1.0000
10.500 1.0738 0.04774 0.03848 -0.0314 0.1944 1.0000
10.750 1.1401 0.05019 0.04026 -0.0308 0.1282 1.0000
11.000 1.2035 0.05441 0.04457 -0.0324 0.0996 1.0000
11.250 1.2392 0.05921 0.04972 -0.0330 0.0899 1.0000
11.500 1.2494 0.06321 0.05420 -0.0313 0.0864 1.0000
11.750 1.2755 0.06861 0.05971 -0.0321 0.0802 1.0000
12.000 1.2614 0.07164 0.06316 -0.0285 0.0795 1.0000
12.250 1.2472 0.07512 0.06700 -0.0257 0.0791 1.0000
12.500 1.2324 0.07895 0.07116 -0.0235 0.0789 1.0000
12.750 1.2157 0.08312 0.07563 -0.0217 0.0790 1.0000
13.000 1.1980 0.08762 0.08038 -0.0205 0.0793 1.0000
13.250 1.1818 0.09249 0.08548 -0.0198 0.0797 1.0000
13.500 1.1661 0.09778 0.09096 -0.0196 0.0802 1.0000
13.750 1.1532 0.10330 0.09668 -0.0198 0.0809 1.0000
14.000 1.0595 0.11225 0.10605 -0.0247 0.0897 1.0000
14.250 1.0371 0.11977 0.11366 -0.0279 0.0915 1.0000
14.500 1.0232 0.12712 0.12106 -0.0309 0.0928 1.0000
14.750 1.0137 0.13442 0.12839 -0.0339 0.0936 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 63-K-127/24 (ah63k127-il)