AH 79-K-132/20 (ah79k132-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 79-K-132/20 (ah79k132-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 21.79 at α=11.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah79k132-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ah79k132-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: AH 79-K-132/20
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 -0.4409 0.11500 0.10966 -0.0194 1.0000 0.2370
-8.000 -0.4378 0.11183 0.10652 -0.0173 1.0000 0.2454
-7.750 -0.4665 0.11121 0.10601 -0.0157 1.0000 0.2522
-7.500 -0.4594 0.10790 0.10272 -0.0133 1.0000 0.2636
-7.250 -0.4687 0.10551 0.10040 -0.0111 1.0000 0.2735
-7.000 -0.4988 0.10474 0.09973 -0.0085 1.0000 0.2810
-6.750 -0.5019 0.10204 0.09708 -0.0057 1.0000 0.2943
-6.500 -0.5093 0.09964 0.09474 -0.0027 1.0000 0.3076
-6.250 -0.5197 0.09744 0.09259 0.0004 1.0000 0.3208
-6.000 -0.5331 0.09529 0.09052 0.0034 1.0000 0.3365
-5.750 -0.5561 0.09332 0.08863 0.0059 1.0000 0.3542
-5.500 -0.5373 0.09065 0.08597 0.0118 1.0000 0.3926
-4.250 -0.3479 0.07620 0.07118 0.0259 1.0000 0.7392
-4.000 -0.4147 0.07599 0.07118 0.0343 1.0000 0.7040
-3.750 -0.4992 0.05322 0.04590 -0.0207 1.0000 0.1629
-3.500 -0.4749 0.04920 0.04123 -0.0210 1.0000 0.1471
-3.250 -0.4498 0.04589 0.03705 -0.0209 1.0000 0.1385
-3.000 -0.4296 0.04360 0.03446 -0.0203 1.0000 0.1415
-2.750 -0.4080 0.04185 0.03228 -0.0197 1.0000 0.1483
-2.500 -0.3841 0.04017 0.02995 -0.0189 1.0000 0.1514
-2.250 -0.3638 0.03865 0.02838 -0.0183 1.0000 0.1627
-2.000 -0.3421 0.03742 0.02694 -0.0176 1.0000 0.1734
-1.750 -0.3196 0.03639 0.02566 -0.0168 1.0000 0.1844
-1.500 -0.2982 0.03569 0.02492 -0.0161 1.0000 0.2027
-1.250 -0.2755 0.03515 0.02427 -0.0151 1.0000 0.2182
-1.000 -0.2533 0.03474 0.02388 -0.0144 1.0000 0.2443
-0.750 -0.2326 0.03428 0.02363 -0.0135 1.0000 0.2862
-0.500 -0.1849 0.03231 0.02428 -0.0135 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1706 0.03272 0.02421 -0.0123 1.0000 1.0000
0.000 -0.1561 0.03318 0.02428 -0.0113 1.0000 1.0000
0.250 -0.1411 0.03369 0.02449 -0.0104 1.0000 1.0000
0.500 -0.1259 0.03427 0.02480 -0.0097 1.0000 1.0000
0.750 -0.1104 0.03490 0.02519 -0.0091 1.0000 1.0000
1.000 -0.0946 0.03557 0.02565 -0.0086 1.0000 1.0000
1.250 -0.0787 0.03630 0.02618 -0.0081 1.0000 1.0000
1.500 -0.0628 0.03708 0.02676 -0.0078 1.0000 1.0000
1.750 -0.0467 0.03791 0.02742 -0.0075 1.0000 1.0000
2.000 -0.0306 0.03879 0.02815 -0.0073 1.0000 1.0000
2.250 -0.0146 0.03972 0.02895 -0.0071 1.0000 1.0000
2.500 0.0014 0.04069 0.02978 -0.0070 1.0000 1.0000
2.750 0.0174 0.04171 0.03070 -0.0069 1.0000 1.0000
3.000 0.0333 0.04278 0.03167 -0.0069 1.0000 1.0000
3.250 0.0490 0.04390 0.03271 -0.0070 1.0000 1.0000
3.500 0.0646 0.04507 0.03381 -0.0070 1.0000 1.0000
3.750 0.0917 0.04708 0.03572 -0.0094 0.9953 1.0000
4.000 0.1320 0.04987 0.03845 -0.0145 0.9787 1.0000
4.250 0.1728 0.05272 0.04125 -0.0194 0.9597 1.0000
4.500 0.2055 0.05494 0.04344 -0.0226 0.9392 1.0000
4.750 0.2409 0.05730 0.04579 -0.0261 0.9177 1.0000
5.000 0.2696 0.05943 0.04792 -0.0282 0.8986 1.0000
5.250 0.2965 0.06126 0.04978 -0.0299 0.8771 1.0000
5.500 0.3284 0.06377 0.05230 -0.0324 0.8600 1.0000
5.750 0.3519 0.06585 0.05441 -0.0336 0.8439 1.0000
6.000 0.3667 0.06725 0.05585 -0.0334 0.8266 1.0000
6.250 0.3860 0.06912 0.05779 -0.0340 0.8112 1.0000
6.500 0.4051 0.07108 0.05981 -0.0346 0.7971 1.0000
6.750 0.4236 0.07306 0.06186 -0.0352 0.7833 1.0000
7.000 0.4401 0.07505 0.06391 -0.0356 0.7704 1.0000
7.250 0.4575 0.07707 0.06601 -0.0360 0.7569 1.0000
7.500 0.4751 0.07912 0.06818 -0.0365 0.7429 1.0000
7.750 0.5099 0.08163 0.07080 -0.0385 0.7229 1.0000
8.000 0.5891 0.07830 0.06763 -0.0385 0.6431 1.0000
8.250 0.6118 0.07952 0.06902 -0.0386 0.6267 1.0000
8.500 0.6266 0.08099 0.07060 -0.0382 0.6115 1.0000
8.750 0.6430 0.08246 0.07221 -0.0380 0.5961 1.0000
9.000 0.6607 0.08394 0.07384 -0.0378 0.5808 1.0000
9.250 0.6797 0.08538 0.07542 -0.0377 0.5650 1.0000
9.500 0.6985 0.08691 0.07716 -0.0376 0.5499 1.0000
9.750 0.7207 0.08818 0.07862 -0.0375 0.5341 1.0000
10.000 0.7423 0.08951 0.08014 -0.0373 0.5188 1.0000
10.250 0.7719 0.09010 0.08096 -0.0369 0.5027 1.0000
10.500 0.7958 0.09095 0.08204 -0.0364 0.4870 1.0000
11.500 0.8727 0.09363 0.08572 -0.0319 0.4150 1.0000
11.750 1.0921 0.05013 0.04273 -0.0099 0.2558 1.0000
12.000 1.0691 0.05395 0.04580 -0.0069 0.2001 1.0000
12.250 1.0533 0.05796 0.04920 -0.0047 0.1594 1.0000
12.500 1.0473 0.06152 0.05237 -0.0031 0.1293 1.0000
12.750 1.0587 0.06411 0.05470 -0.0012 0.1046 1.0000
13.000 1.1091 0.06538 0.05570 0.0005 0.0835 1.0000
13.250 1.1428 0.06816 0.05893 0.0014 0.0766 1.0000
13.500 1.1684 0.07184 0.06274 0.0017 0.0713 1.0000
13.750 1.1648 0.07575 0.06706 0.0026 0.0702 1.0000
14.000 1.1556 0.08001 0.07169 0.0033 0.0693 1.0000
14.250 1.1432 0.08461 0.07662 0.0036 0.0689 1.0000
14.500 1.1271 0.08962 0.08194 0.0034 0.0689 1.0000
14.750 1.1086 0.09502 0.08760 0.0027 0.0693 1.0000
15.000 1.0874 0.10090 0.09373 0.0012 0.0698 1.0000
15.250 1.0656 0.10726 0.10029 -0.0009 0.0704 1.0000
15.500 1.0431 0.11428 0.10749 -0.0038 0.0711 1.0000
15.750 1.0267 0.12118 0.11451 -0.0069 0.0719 1.0000
16.000 1.0077 0.12897 0.12239 -0.0107 0.0725 1.0000
16.250 0.9319 0.15132 0.14484 -0.0261 0.0856 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 79-K-132/20 (ah79k132-il)