AH-6-40-7 AIRFOIL (ah6407-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH-6-40-7 AIRFOIL (ah6407-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 41.61 at α=5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah6407-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ah6407-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: AH-6-40-7 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.3241 0.10991 0.10310 -0.0245 1.0000 0.1324
-7.750 -0.3334 0.10947 0.10279 -0.0239 1.0000 0.1358
-7.500 -0.3469 0.11018 0.10368 -0.0248 1.0000 0.1371
-7.250 -0.3306 0.10369 0.09718 -0.0215 1.0000 0.1431
-7.000 -0.3330 0.10208 0.09568 -0.0211 1.0000 0.1488
-6.750 -0.3421 0.10274 0.09648 -0.0246 1.0000 0.1517
-6.500 -0.3325 0.09717 0.09094 -0.0201 1.0000 0.1569
-6.250 -0.3317 0.09524 0.08909 -0.0202 1.0000 0.1633
-6.000 -0.3317 0.09433 0.08827 -0.0249 1.0000 0.1673
-5.750 -0.3263 0.08994 0.08392 -0.0199 1.0000 0.1727
-5.500 -0.3171 0.08966 0.08368 -0.0289 1.0000 0.1813
-5.250 -0.3159 0.08481 0.07891 -0.0217 1.0000 0.1857
-5.000 -0.3017 0.08307 0.07717 -0.0285 1.0000 0.1964
-4.750 -0.2992 0.07926 0.07341 -0.0233 1.0000 0.2024
-4.500 -0.2865 0.07643 0.07060 -0.0260 1.0000 0.2138
-4.250 -0.2732 0.07356 0.06774 -0.0278 1.0000 0.2278
-4.000 -0.2600 0.07061 0.06481 -0.0287 1.0000 0.2430
-3.750 -0.2453 0.06765 0.06186 -0.0296 1.0000 0.2589
-3.500 -0.2275 0.06480 0.05900 -0.0314 1.0000 0.2785
-2.250 -0.1580 0.05122 0.04557 -0.0272 1.0000 0.4617
-1.750 0.1015 0.03862 0.03062 -0.0884 1.0000 0.1983
-1.500 0.1532 0.03544 0.02675 -0.0944 1.0000 0.1771
-1.250 0.1933 0.03363 0.02443 -0.0977 1.0000 0.1789
-1.000 0.2300 0.03209 0.02245 -0.1000 1.0000 0.1781
-0.750 0.2657 0.03096 0.02081 -0.1020 1.0000 0.1807
-0.500 0.2950 0.03035 0.02007 -0.1030 1.0000 0.1921
-0.250 0.3249 0.02996 0.01946 -0.1041 1.0000 0.2091
0.000 0.3541 0.02959 0.01893 -0.1047 1.0000 0.2295
0.250 0.3851 0.02919 0.01857 -0.1058 1.0000 0.2859
0.500 0.4160 0.02636 0.01785 -0.1060 1.0000 0.9296
0.750 0.4388 0.02734 0.01809 -0.1063 1.0000 1.0000
1.000 0.4590 0.02842 0.01889 -0.1065 1.0000 1.0000
1.250 0.4881 0.02960 0.01984 -0.1086 0.9955 1.0000
1.500 0.5508 0.03050 0.02046 -0.1164 0.9736 1.0000
1.750 0.6078 0.03115 0.02096 -0.1226 0.9505 1.0000
2.000 0.6688 0.03147 0.02119 -0.1289 0.9287 1.0000
2.250 0.7168 0.03160 0.02129 -0.1325 0.9030 1.0000
2.500 0.7655 0.03148 0.02118 -0.1357 0.8780 1.0000
2.750 0.8247 0.03072 0.02050 -0.1399 0.8567 1.0000
3.000 0.8683 0.03014 0.01999 -0.1412 0.8308 1.0000
3.250 0.9106 0.02939 0.01936 -0.1418 0.8054 1.0000
3.500 0.9545 0.02839 0.01843 -0.1422 0.7813 1.0000
3.750 0.9955 0.02745 0.01755 -0.1420 0.7564 1.0000
4.000 1.0290 0.02698 0.01712 -0.1410 0.7285 1.0000
4.250 1.0603 0.02678 0.01698 -0.1398 0.7008 1.0000
4.500 1.0895 0.02688 0.01708 -0.1387 0.6738 1.0000
4.750 1.1178 0.02718 0.01739 -0.1376 0.6488 1.0000
5.000 1.1469 0.02756 0.01780 -0.1367 0.6265 1.0000
5.250 1.1714 0.02841 0.01873 -0.1357 0.6044 1.0000
5.500 1.1979 0.02919 0.01957 -0.1349 0.5852 1.0000
5.750 1.2248 0.03003 0.02046 -0.1341 0.5680 1.0000
6.000 1.2486 0.03115 0.02177 -0.1333 0.5508 1.0000
6.250 1.2715 0.03236 0.02317 -0.1323 0.5342 1.0000
6.500 1.2941 0.03351 0.02450 -0.1312 0.5171 1.0000
6.750 1.3173 0.03456 0.02571 -0.1299 0.4997 1.0000
7.000 1.3416 0.03549 0.02683 -0.1287 0.4821 1.0000
7.250 1.3637 0.03653 0.02805 -0.1271 0.4633 1.0000
7.500 1.3846 0.03716 0.02884 -0.1250 0.4393 1.0000
7.750 1.4061 0.03681 0.02840 -0.1222 0.4062 1.0000
8.000 1.4179 0.03583 0.02727 -0.1180 0.3621 1.0000
8.250 1.4241 0.03544 0.02692 -0.1135 0.3192 1.0000
8.500 1.4177 0.03576 0.02727 -0.1074 0.2638 1.0000
8.750 1.4005 0.03762 0.02865 -0.1004 0.1927 1.0000
9.000 1.3936 0.04053 0.03104 -0.0954 0.1458 1.0000
9.250 1.3988 0.04361 0.03375 -0.0921 0.1230 1.0000
9.500 1.4115 0.04663 0.03674 -0.0897 0.1071 1.0000
9.750 1.4356 0.05007 0.04012 -0.0887 0.0964 1.0000
10.000 1.4598 0.05363 0.04395 -0.0877 0.0899 1.0000
10.250 1.4801 0.05783 0.04831 -0.0868 0.0850 1.0000
10.500 1.4831 0.06140 0.05248 -0.0839 0.0821 1.0000
10.750 1.4850 0.06525 0.05675 -0.0812 0.0799 1.0000
11.000 1.4820 0.06941 0.06134 -0.0782 0.0792 1.0000
11.250 1.4701 0.07350 0.06582 -0.0747 0.0791 1.0000
11.500 1.4516 0.07767 0.07036 -0.0713 0.0793 1.0000
11.750 1.4288 0.08224 0.07527 -0.0687 0.0798 1.0000
12.000 1.4028 0.08740 0.08073 -0.0673 0.0805 1.0000
12.250 1.3745 0.09328 0.08689 -0.0674 0.0813 1.0000
12.500 1.3448 0.10007 0.09391 -0.0691 0.0822 1.0000
12.750 1.3150 0.10786 0.10184 -0.0725 0.0833 1.0000
13.000 1.2878 0.11649 0.11060 -0.0770 0.0845 1.0000
13.250 1.2663 0.12530 0.11948 -0.0817 0.0857 1.0000
13.500 1.2504 0.13399 0.12824 -0.0862 0.0867 1.0000
13.750 0.9035 0.15771 0.15187 -0.0887 0.1360 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH-6-40-7 AIRFOIL (ah6407-il)