AH 79-100 B AIRFOIL (ah79100b-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 79-100 B AIRFOIL (ah79100b-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 32.13 at α=10.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah79100b-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ah79100b-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: AH 79-100 B 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 -0.3339 0.12872 0.12284 -0.0245 1.0000 0.1320
-7.750 -0.3531 0.12958 0.12381 -0.0231 1.0000 0.1330
-7.500 -0.3738 0.13043 0.12479 -0.0215 1.0000 0.1334
-7.250 -0.3455 0.12255 0.11687 -0.0195 1.0000 0.1389
-7.000 -0.3516 0.12110 0.11548 -0.0178 1.0000 0.1432
-6.750 -0.3652 0.12066 0.11514 -0.0162 1.0000 0.1461
-6.500 -0.3855 0.12101 0.11560 -0.0143 1.0000 0.1477
-6.250 -0.4068 0.12167 0.11637 -0.0143 1.0000 0.1487
-6.000 -0.3918 0.11601 0.11070 -0.0108 1.0000 0.1532
-5.750 -0.3953 0.11413 0.10888 -0.0092 1.0000 0.1583
-5.500 -0.4083 0.11358 0.10841 -0.0103 1.0000 0.1629
-5.250 -0.4154 0.11198 0.10690 -0.0131 1.0000 0.1652
-5.000 -0.4080 0.10822 0.10315 -0.0076 1.0000 0.1720
-4.750 -0.4126 0.10765 0.10263 -0.0162 1.0000 0.1796
-4.500 -0.4098 0.10361 0.09864 -0.0082 1.0000 0.1861
-4.250 -0.4065 0.10159 0.09667 -0.0152 1.0000 0.1962
-4.000 -0.4047 0.09872 0.09383 -0.0094 1.0000 0.2038
-3.750 -0.3992 0.09592 0.09107 -0.0118 1.0000 0.2148
-3.500 -0.3894 0.09321 0.08837 -0.0156 1.0000 0.2283
-3.250 -0.3785 0.09051 0.08568 -0.0180 1.0000 0.2431
-3.000 -0.3693 0.08776 0.08295 -0.0185 1.0000 0.2589
-2.750 -0.3612 0.08511 0.08030 -0.0177 1.0000 0.2755
-2.500 -0.3533 0.08270 0.07792 -0.0165 1.0000 0.2943
-2.250 -0.3412 0.08032 0.07556 -0.0174 1.0000 0.3223
-2.000 -0.3337 0.07822 0.07351 -0.0156 1.0000 0.3533
-1.750 -0.3284 0.07623 0.07155 -0.0125 1.0000 0.3858
-1.000 0.0737 0.05027 0.04224 -0.1165 1.0000 0.1641
-0.750 0.1158 0.04879 0.04033 -0.1212 1.0000 0.1628
-0.500 0.1549 0.04777 0.03886 -0.1249 1.0000 0.1600
-0.250 0.1910 0.04728 0.03793 -0.1277 1.0000 0.1593
0.000 0.2931 0.04742 0.03737 -0.1408 0.9731 0.1767
0.250 0.3451 0.04749 0.03716 -0.1453 0.9594 0.1962
0.500 0.3922 0.04754 0.03726 -0.1492 0.9476 0.2414
0.750 0.4209 0.04537 0.03766 -0.1468 0.9392 0.8830
1.000 0.4499 0.04647 0.03810 -0.1482 0.9292 1.0000
1.250 0.4776 0.04775 0.03899 -0.1497 0.9192 1.0000
1.500 0.5110 0.04914 0.04003 -0.1521 0.9089 1.0000
1.750 0.5509 0.05058 0.04114 -0.1553 0.8988 1.0000
2.000 0.5690 0.05186 0.04226 -0.1553 0.8883 1.0000
2.250 0.5961 0.05326 0.04350 -0.1566 0.8777 1.0000
2.500 0.6289 0.05464 0.04470 -0.1585 0.8663 1.0000
2.750 0.6639 0.05599 0.04590 -0.1607 0.8553 1.0000
3.000 0.6802 0.05744 0.04729 -0.1604 0.8439 1.0000
3.250 0.7031 0.05896 0.04873 -0.1610 0.8330 1.0000
3.500 0.7338 0.06042 0.05012 -0.1625 0.8224 1.0000
3.750 0.7599 0.06191 0.05156 -0.1635 0.8120 1.0000
4.000 0.7727 0.06370 0.05336 -0.1629 0.8013 1.0000
4.250 0.7972 0.06531 0.05494 -0.1636 0.7905 1.0000
4.500 0.8364 0.06656 0.05620 -0.1657 0.7801 1.0000
4.750 0.8450 0.06846 0.05813 -0.1647 0.7682 1.0000
5.000 0.8595 0.07033 0.06003 -0.1643 0.7565 1.0000
5.250 0.8815 0.07198 0.06172 -0.1645 0.7448 1.0000
5.500 0.9153 0.07327 0.06308 -0.1658 0.7340 1.0000
5.750 0.9278 0.07530 0.06518 -0.1652 0.7227 1.0000
6.000 0.9364 0.07762 0.06757 -0.1645 0.7116 1.0000
6.250 0.9556 0.07945 0.06948 -0.1645 0.6999 1.0000
6.500 0.9820 0.08091 0.07103 -0.1648 0.6878 1.0000
6.750 1.0180 0.08174 0.07201 -0.1656 0.6755 1.0000
7.000 1.0259 0.08403 0.07440 -0.1647 0.6625 1.0000
7.250 1.0330 0.08653 0.07702 -0.1639 0.6499 1.0000
7.500 1.0435 0.08896 0.07956 -0.1633 0.6376 1.0000
7.750 1.0599 0.09106 0.08180 -0.1630 0.6256 1.0000
8.000 1.0819 0.09269 0.08361 -0.1628 0.6129 1.0000
8.250 1.1041 0.09413 0.08522 -0.1625 0.5993 1.0000
8.500 1.1257 0.09553 0.08680 -0.1620 0.5853 1.0000
8.750 1.1567 0.09612 0.08763 -0.1616 0.5720 1.0000
9.000 1.1633 0.09883 0.09051 -0.1608 0.5580 1.0000
9.250 1.1686 0.10179 0.09363 -0.1600 0.5441 1.0000
9.500 1.1807 0.10405 0.09607 -0.1592 0.5298 1.0000
9.750 1.2013 0.10524 0.09749 -0.1583 0.5145 1.0000
10.000 1.2426 0.10355 0.09615 -0.1565 0.4978 1.0000
10.250 1.5806 0.04968 0.04403 -0.1436 0.4345 1.0000
10.500 1.5773 0.04909 0.04337 -0.1375 0.3892 1.0000
10.750 1.5601 0.05092 0.04497 -0.1319 0.3387 1.0000
11.000 1.5380 0.05426 0.04780 -0.1270 0.2824 1.0000
11.250 1.5176 0.05849 0.05134 -0.1231 0.2341 1.0000
11.500 1.5031 0.06293 0.05531 -0.1202 0.1964 1.0000
11.750 1.4961 0.06698 0.05900 -0.1178 0.1666 1.0000
12.000 1.4974 0.07053 0.06230 -0.1157 0.1410 1.0000
12.250 1.5146 0.07317 0.06468 -0.1137 0.1178 1.0000
12.500 1.5464 0.07558 0.06708 -0.1121 0.1004 1.0000
12.750 1.5858 0.07889 0.07062 -0.1112 0.0899 1.0000
13.000 1.6351 0.08352 0.07527 -0.1117 0.0824 1.0000
13.250 1.6216 0.08791 0.08015 -0.1095 0.0814 1.0000
13.500 1.6064 0.09267 0.08535 -0.1079 0.0805 1.0000
13.750 1.5902 0.09781 0.09090 -0.1069 0.0800 1.0000
14.000 1.5726 0.10330 0.09675 -0.1065 0.0799 1.0000
14.250 1.5513 0.10918 0.10298 -0.1068 0.0798 1.0000
14.500 1.5309 0.11541 0.10951 -0.1078 0.0803 1.0000
14.750 1.5076 0.12213 0.11651 -0.1097 0.0807 1.0000
15.000 1.4856 0.12922 0.12384 -0.1124 0.0812 1.0000
15.250 1.4656 0.13673 0.13154 -0.1157 0.0819 1.0000
15.500 1.4457 0.14472 0.13968 -0.1197 0.0824 1.0000
15.750 1.3554 0.16914 0.16436 -0.1395 0.0940 1.0000
16.000 1.3487 0.17787 0.17310 -0.1441 0.0951 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 79-100 B AIRFOIL (ah79100b-il)