AH 79-100 C AIRFOIL (ah79100c-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 79-100 C AIRFOIL (ah79100c-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 32.2 at α=11° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah79100c-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ah79100c-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: AH 79-100 C 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 -0.3564 0.13529 0.12927 -0.0220 1.0000 0.1290
-7.750 -0.3743 0.13599 0.13008 -0.0210 1.0000 0.1300
-7.500 -0.3973 0.13723 0.13145 -0.0197 1.0000 0.1305
-7.250 -0.3641 0.12833 0.12249 -0.0178 1.0000 0.1361
-7.000 -0.3689 0.12664 0.12087 -0.0163 1.0000 0.1400
-6.750 -0.3813 0.12596 0.12027 -0.0149 1.0000 0.1431
-6.500 -0.4008 0.12622 0.12063 -0.0131 1.0000 0.1447
-6.250 -0.4217 0.12680 0.12132 -0.0129 1.0000 0.1456
-6.000 -0.4169 0.12227 0.11685 -0.0108 1.0000 0.1478
-5.750 -0.4095 0.11861 0.11318 -0.0082 1.0000 0.1525
-5.500 -0.4150 0.11687 0.11150 -0.0075 1.0000 0.1570
-5.250 -0.4267 0.11648 0.11119 -0.0109 1.0000 0.1611
-5.000 -0.4271 0.11327 0.10804 -0.0112 1.0000 0.1634
-4.750 -0.4221 0.10974 0.10452 -0.0072 1.0000 0.1686
-4.500 -0.4216 0.10783 0.10264 -0.0099 1.0000 0.1757
-4.250 -0.4182 0.10478 0.09964 -0.0127 1.0000 0.1800
-4.000 -0.4146 0.10188 0.09677 -0.0098 1.0000 0.1882
-3.750 -0.4062 0.09891 0.09382 -0.0143 1.0000 0.1966
-3.500 -0.3895 0.09636 0.09124 -0.0213 1.0000 0.2107
-3.250 -0.3911 0.09309 0.08804 -0.0146 1.0000 0.2165
-3.000 -0.3773 0.09000 0.08491 -0.0181 1.0000 0.2300
-2.750 -0.3615 0.08692 0.08182 -0.0212 1.0000 0.2451
-2.500 -0.3467 0.08395 0.07885 -0.0230 1.0000 0.2613
-2.250 -0.3250 0.08155 0.07639 -0.0271 1.0000 0.2893
-2.000 -0.3163 0.07847 0.07336 -0.0255 1.0000 0.3089
-1.750 -0.3062 0.07594 0.07085 -0.0240 1.0000 0.3319
-1.500 -0.2915 0.07332 0.06824 -0.0241 1.0000 0.3614
-1.000 -0.2751 0.06891 0.06389 -0.0191 1.0000 0.4420
-0.750 -0.0029 0.05506 0.04766 -0.0933 1.0000 0.1926
-0.500 0.0490 0.05204 0.04399 -0.1003 1.0000 0.1733
-0.250 0.0926 0.05032 0.04168 -0.1051 1.0000 0.1685
0.000 0.1276 0.04958 0.04046 -0.1079 1.0000 0.1735
0.250 0.1624 0.04907 0.03937 -0.1103 1.0000 0.1774
0.500 0.1892 0.04898 0.03916 -0.1114 1.0000 0.1893
0.750 0.2174 0.04910 0.03906 -0.1127 1.0000 0.2045
1.000 0.2446 0.04945 0.03922 -0.1136 1.0000 0.2277
1.250 0.2700 0.04991 0.03960 -0.1141 1.0000 0.2609
1.500 0.2977 0.05039 0.04013 -0.1149 1.0000 0.3219
1.750 0.3228 0.04876 0.04070 -0.1137 1.0000 0.9164
2.000 0.3422 0.04998 0.04112 -0.1139 1.0000 1.0000
2.250 0.3606 0.05144 0.04223 -0.1141 1.0000 1.0000
2.500 0.3783 0.05295 0.04348 -0.1143 1.0000 1.0000
2.750 0.3954 0.05452 0.04485 -0.1144 1.0000 1.0000
3.000 0.4264 0.05685 0.04696 -0.1173 0.9919 1.0000
3.250 0.4570 0.05920 0.04913 -0.1201 0.9821 1.0000
3.500 0.4855 0.06141 0.05120 -0.1226 0.9711 1.0000
3.750 0.5159 0.06363 0.05331 -0.1253 0.9573 1.0000
4.000 0.5546 0.06619 0.05574 -0.1291 0.9402 1.0000
4.250 0.6577 0.06539 0.05468 -0.1382 0.8487 1.0000
4.500 0.6895 0.06663 0.05589 -0.1396 0.8320 1.0000
4.750 0.7199 0.06788 0.05712 -0.1409 0.8162 1.0000
5.000 0.7507 0.06905 0.05828 -0.1420 0.8002 1.0000
5.250 0.7795 0.07023 0.05947 -0.1429 0.7848 1.0000
5.500 0.8063 0.07142 0.06071 -0.1435 0.7696 1.0000
5.750 0.8318 0.07265 0.06197 -0.1439 0.7547 1.0000
6.000 0.8554 0.07393 0.06331 -0.1441 0.7399 1.0000
6.250 0.8796 0.07515 0.06459 -0.1442 0.7249 1.0000
6.500 0.9031 0.07638 0.06593 -0.1443 0.7099 1.0000
6.750 0.9275 0.07750 0.06713 -0.1443 0.6947 1.0000
7.000 0.9503 0.07868 0.06841 -0.1441 0.6797 1.0000
7.250 0.9731 0.07983 0.06967 -0.1439 0.6646 1.0000
7.500 0.9952 0.08098 0.07098 -0.1436 0.6495 1.0000
7.750 1.0167 0.08216 0.07228 -0.1431 0.6345 1.0000
8.000 1.0388 0.08321 0.07347 -0.1426 0.6192 1.0000
8.250 1.0607 0.08421 0.07463 -0.1420 0.6040 1.0000
8.500 1.0824 0.08518 0.07578 -0.1413 0.5887 1.0000
8.750 1.1021 0.08634 0.07711 -0.1405 0.5736 1.0000
9.000 1.1214 0.08751 0.07845 -0.1397 0.5585 1.0000
9.250 1.1391 0.08885 0.07996 -0.1388 0.5435 1.0000
9.500 1.1578 0.08997 0.08130 -0.1377 0.5283 1.0000
9.750 1.1775 0.09089 0.08243 -0.1366 0.5129 1.0000
10.000 1.2016 0.09109 0.08284 -0.1352 0.4973 1.0000
10.250 1.2256 0.09114 0.08316 -0.1337 0.4817 1.0000
10.500 1.2484 0.09127 0.08354 -0.1321 0.4662 1.0000
10.750 1.2815 0.08961 0.08218 -0.1299 0.4508 1.0000
11.000 1.5646 0.04859 0.04181 -0.1247 0.3795 1.0000
11.250 1.5534 0.05010 0.04324 -0.1196 0.3500 1.0000
11.500 1.5401 0.05221 0.04527 -0.1150 0.3209 1.0000
11.750 1.5230 0.05498 0.04796 -0.1107 0.2909 1.0000
12.000 1.5027 0.05847 0.05134 -0.1069 0.2583 1.0000
12.250 1.4804 0.06261 0.05518 -0.1035 0.2217 1.0000
12.500 1.4570 0.06762 0.05984 -0.1007 0.1837 1.0000
12.750 1.4389 0.07263 0.06439 -0.0985 0.1508 1.0000
13.000 1.4320 0.07691 0.06843 -0.0967 0.1260 1.0000
13.250 1.4476 0.07923 0.07047 -0.0947 0.1066 1.0000
13.500 1.4823 0.08071 0.07193 -0.0930 0.0931 1.0000
13.750 1.5013 0.08338 0.07480 -0.0919 0.0858 1.0000
14.000 1.5258 0.08662 0.07826 -0.0911 0.0808 1.0000
14.250 1.5280 0.09102 0.08310 -0.0901 0.0791 1.0000
14.500 1.5236 0.09584 0.08833 -0.0893 0.0783 1.0000
14.750 1.5124 0.10112 0.09401 -0.0890 0.0779 1.0000
15.000 1.4959 0.10685 0.10010 -0.0892 0.0779 1.0000
15.250 1.4750 0.11317 0.10673 -0.0903 0.0782 1.0000
15.500 1.4508 0.12015 0.11402 -0.0924 0.0787 1.0000
15.750 1.4244 0.12792 0.12205 -0.0956 0.0795 1.0000
16.000 1.3970 0.13651 0.13086 -0.1000 0.0804 1.0000
16.250 1.3706 0.14588 0.14038 -0.1054 0.0814 1.0000
16.500 1.3488 0.15539 0.15000 -0.1111 0.0824 1.0000
16.750 1.2364 0.19816 0.19254 -0.1427 0.1031 1.0000
17.000 1.2341 0.20581 0.20014 -0.1469 0.1052 1.0000
17.250 1.2367 0.21217 0.20650 -0.1498 0.1067 1.0000
17.500 1.2437 0.21766 0.21199 -0.1517 0.1078 1.0000
17.750 0.9352 0.23223 0.22746 -0.1438 0.2051 1.0000
18.000 0.9212 0.23433 0.22955 -0.1469 0.2021 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 79-100 C AIRFOIL (ah79100c-il)