AH-7-47-6 AIRFOIL (ah7476-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH-7-47-6 AIRFOIL (ah7476-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 48.09 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah7476-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ah7476-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: AH-7-47-6 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.3443 0.12114 0.11430 -0.0249 1.0000 0.1073
-8.000 -0.3586 0.12186 0.11517 -0.0234 1.0000 0.1082
-7.750 -0.3708 0.12277 0.11623 -0.0238 1.0000 0.1087
-7.500 -0.3458 0.11344 0.10680 -0.0206 1.0000 0.1142
-7.250 -0.3496 0.11175 0.10519 -0.0189 1.0000 0.1177
-7.000 -0.3554 0.11089 0.10444 -0.0187 1.0000 0.1210
-6.750 -0.3615 0.11152 0.10519 -0.0218 1.0000 0.1228
-6.500 -0.3560 0.10631 0.10002 -0.0185 1.0000 0.1255
-6.250 -0.3518 0.10314 0.09688 -0.0166 1.0000 0.1304
-6.000 -0.3499 0.10168 0.09549 -0.0184 1.0000 0.1358
-5.750 -0.3439 0.10005 0.09393 -0.0231 1.0000 0.1387
-5.500 -0.3409 0.09583 0.08974 -0.0180 1.0000 0.1446
-5.250 -0.3229 0.09516 0.08910 -0.0287 1.0000 0.1528
-5.000 -0.3252 0.09049 0.08448 -0.0209 1.0000 0.1577
-4.750 -0.3034 0.08853 0.08249 -0.0297 1.0000 0.1678
-4.500 -0.3021 0.08474 0.07876 -0.0245 1.0000 0.1734
-4.250 -0.2799 0.08191 0.07591 -0.0309 1.0000 0.1838
-4.000 -0.2536 0.07919 0.07315 -0.0374 1.0000 0.1974
-3.750 -0.2293 0.07631 0.07023 -0.0419 1.0000 0.2120
-3.500 -0.2095 0.07314 0.06705 -0.0441 1.0000 0.2271
-3.250 -0.1954 0.06984 0.06377 -0.0438 1.0000 0.2430
-2.750 -0.1548 0.06400 0.05792 -0.0468 1.0000 0.2886
-1.000 -0.0936 0.04710 0.04150 -0.0222 1.0000 0.6347
-0.750 -0.0904 0.04470 0.03919 -0.0166 1.0000 0.6925
-0.500 0.3113 0.03939 0.03070 -0.1214 1.0000 0.1940
-0.250 0.3556 0.03804 0.02889 -0.1254 1.0000 0.1775
0.000 0.3970 0.03710 0.02745 -0.1286 1.0000 0.1643
0.250 0.4336 0.03643 0.02645 -0.1309 1.0000 0.1571
0.500 0.4671 0.03630 0.02587 -0.1324 1.0000 0.1526
0.750 0.4977 0.03624 0.02560 -0.1337 1.0000 0.1521
1.000 0.5254 0.03638 0.02555 -0.1343 1.0000 0.1531
1.250 0.5526 0.03665 0.02576 -0.1350 1.0000 0.1577
1.500 0.5784 0.03723 0.02628 -0.1358 1.0000 0.1677
1.750 0.6053 0.03792 0.02704 -0.1370 1.0000 0.1829
2.000 0.6336 0.03877 0.02805 -0.1387 1.0000 0.2097
2.250 0.6791 0.03813 0.02884 -0.1431 0.9904 1.0000
2.500 0.7381 0.03932 0.02961 -0.1500 0.9711 1.0000
2.750 0.7829 0.04020 0.03036 -0.1544 0.9477 1.0000
3.000 0.8290 0.04090 0.03101 -0.1586 0.9259 1.0000
3.250 0.8758 0.04137 0.03146 -0.1626 0.9051 1.0000
3.500 0.9155 0.04178 0.03190 -0.1651 0.8832 1.0000
3.750 0.9600 0.04186 0.03208 -0.1679 0.8630 1.0000
4.000 1.0031 0.04171 0.03202 -0.1701 0.8428 1.0000
4.250 1.0446 0.04117 0.03160 -0.1713 0.8206 1.0000
4.500 1.1014 0.03934 0.03000 -0.1736 0.8022 1.0000
4.750 1.1354 0.03860 0.02943 -0.1729 0.7790 1.0000
5.000 1.1887 0.03659 0.02766 -0.1743 0.7605 1.0000
5.250 1.2382 0.03470 0.02607 -0.1750 0.7404 1.0000
5.500 1.2793 0.03331 0.02491 -0.1746 0.7160 1.0000
5.750 1.3209 0.03185 0.02372 -0.1741 0.6881 1.0000
6.000 1.3671 0.03021 0.02222 -0.1739 0.6550 1.0000
6.250 1.4001 0.02949 0.02148 -0.1718 0.6111 1.0000
6.500 1.4225 0.02958 0.02143 -0.1685 0.5597 1.0000
6.750 1.4428 0.03013 0.02178 -0.1652 0.5069 1.0000
7.000 1.4595 0.03129 0.02279 -0.1620 0.4559 1.0000
7.250 1.4732 0.03264 0.02393 -0.1584 0.4041 1.0000
7.500 1.4818 0.03405 0.02517 -0.1541 0.3529 1.0000
7.750 1.4827 0.03536 0.02628 -0.1487 0.3020 1.0000
8.000 1.4791 0.03690 0.02733 -0.1431 0.2533 1.0000
8.250 1.4770 0.03923 0.02936 -0.1382 0.2056 1.0000
8.500 1.4836 0.04243 0.03221 -0.1346 0.1615 1.0000
8.750 1.4975 0.04576 0.03536 -0.1320 0.1300 1.0000
9.000 1.5258 0.04946 0.03881 -0.1317 0.1110 1.0000
9.250 1.5436 0.05245 0.04207 -0.1298 0.1001 1.0000
9.500 1.5648 0.05677 0.04686 -0.1283 0.0946 1.0000
9.750 1.5782 0.06094 0.05154 -0.1259 0.0912 1.0000
10.000 1.5928 0.06490 0.05575 -0.1242 0.0875 1.0000
10.250 1.5981 0.06962 0.06075 -0.1216 0.0849 1.0000
10.500 1.5882 0.07363 0.06533 -0.1169 0.0841 1.0000
10.750 1.5750 0.07779 0.06996 -0.1124 0.0836 1.0000
11.000 1.5582 0.08194 0.07450 -0.1078 0.0835 1.0000
11.250 1.5377 0.08595 0.07883 -0.1033 0.0837 1.0000
11.500 1.5164 0.09035 0.08351 -0.0995 0.0840 1.0000
11.750 1.4943 0.09511 0.08852 -0.0967 0.0844 1.0000
12.000 1.4725 0.10031 0.09394 -0.0948 0.0848 1.0000
12.250 1.4523 0.10597 0.09979 -0.0940 0.0852 1.0000
12.500 1.3540 0.11957 0.11393 -0.1013 0.0945 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH-7-47-6 AIRFOIL (ah7476-il)