AH 79-K-135/20 B (ah79k135-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 79-K-135/20 B (ah79k135-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 23.96 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah79k135-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ah79k135-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: AH 79-K-135/20 B
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.4088 0.12107 0.11534 -0.0285 1.0000 0.2410
-9.250 -0.3942 0.11710 0.11137 -0.0260 1.0000 0.2494
-9.000 -0.4275 0.11743 0.11184 -0.0243 1.0000 0.2563
-8.750 -0.4113 0.11347 0.10784 -0.0219 1.0000 0.2667
-8.500 -0.4325 0.11219 0.10667 -0.0200 1.0000 0.2741
-8.250 -0.4427 0.11064 0.10518 -0.0177 1.0000 0.2858
-8.000 -0.4344 0.10744 0.10200 -0.0154 1.0000 0.2967
-7.750 -0.4431 0.10533 0.09995 -0.0130 1.0000 0.3079
-7.500 -0.4619 0.10379 0.09851 -0.0104 1.0000 0.3200
-7.250 -0.4921 0.10333 0.09817 -0.0071 1.0000 0.3324
-7.000 -0.5016 0.10127 0.09617 -0.0039 1.0000 0.3477
-6.750 -0.4739 0.09705 0.09192 -0.0018 1.0000 0.3679
-6.500 -0.4764 0.09497 0.08989 0.0015 1.0000 0.3879
-5.000 -0.6011 0.06230 0.05603 -0.0184 1.0000 0.1689
-4.750 -0.5788 0.05539 0.04775 -0.0195 1.0000 0.1217
-4.500 -0.5631 0.05167 0.04399 -0.0187 1.0000 0.1166
-4.250 -0.5425 0.04805 0.03926 -0.0178 1.0000 0.1069
-4.000 -0.5236 0.04527 0.03609 -0.0168 1.0000 0.1064
-3.750 -0.5034 0.04307 0.03338 -0.0159 1.0000 0.1071
-3.500 -0.4830 0.04064 0.03067 -0.0150 1.0000 0.1092
-3.250 -0.4616 0.03861 0.02843 -0.0141 1.0000 0.1125
-3.000 -0.4393 0.03705 0.02657 -0.0131 1.0000 0.1160
-2.750 -0.4171 0.03559 0.02489 -0.0121 1.0000 0.1266
-2.500 -0.3943 0.03429 0.02347 -0.0109 1.0000 0.1407
-2.250 -0.2286 0.03182 0.02472 -0.0241 1.0000 1.0000
-2.000 -0.2239 0.03167 0.02416 -0.0215 1.0000 1.0000
-1.750 -0.2189 0.03156 0.02372 -0.0190 1.0000 1.0000
-1.500 -0.2135 0.03149 0.02335 -0.0165 1.0000 1.0000
-1.250 -0.2074 0.03146 0.02306 -0.0141 1.0000 1.0000
-1.000 -0.2007 0.03148 0.02282 -0.0119 1.0000 1.0000
-0.750 -0.1931 0.03155 0.02264 -0.0098 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1848 0.03166 0.02251 -0.0078 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1754 0.03185 0.02248 -0.0060 1.0000 1.0000
0.000 -0.1648 0.03211 0.02253 -0.0045 1.0000 1.0000
0.250 -0.1528 0.03245 0.02267 -0.0032 1.0000 1.0000
0.500 -0.1399 0.03287 0.02290 -0.0022 1.0000 1.0000
0.750 -0.1261 0.03336 0.02318 -0.0013 1.0000 1.0000
1.000 -0.1118 0.03391 0.02357 -0.0006 1.0000 1.0000
1.250 -0.0969 0.03453 0.02403 -0.0001 1.0000 1.0000
1.500 -0.0817 0.03521 0.02456 0.0004 1.0000 1.0000
1.750 -0.0662 0.03594 0.02516 0.0008 1.0000 1.0000
2.000 -0.0506 0.03672 0.02581 0.0010 1.0000 1.0000
2.250 -0.0349 0.03756 0.02654 0.0013 1.0000 1.0000
2.500 -0.0192 0.03845 0.02734 0.0014 1.0000 1.0000
2.750 -0.0035 0.03940 0.02820 0.0015 1.0000 1.0000
3.000 0.0122 0.04039 0.02911 0.0015 1.0000 1.0000
3.250 0.0278 0.04144 0.03009 0.0015 1.0000 1.0000
3.500 0.0433 0.04254 0.03113 0.0014 1.0000 1.0000
3.750 0.0587 0.04369 0.03224 0.0013 1.0000 1.0000
4.000 0.0740 0.04489 0.03340 0.0012 1.0000 1.0000
4.250 0.1083 0.04736 0.03585 -0.0029 0.9903 1.0000
4.500 0.1553 0.05094 0.03940 -0.0091 0.9734 1.0000
4.750 0.1926 0.05320 0.04169 -0.0135 0.9484 1.0000
5.000 0.2253 0.05538 0.04390 -0.0167 0.9245 1.0000
5.500 0.2877 0.05973 0.04832 -0.0219 0.8783 1.0000
5.750 0.3253 0.06251 0.05117 -0.0253 0.8573 1.0000
6.000 0.3419 0.06390 0.05262 -0.0253 0.8362 1.0000
6.250 0.3798 0.06665 0.05546 -0.0282 0.8144 1.0000
6.500 0.4357 0.06668 0.05561 -0.0294 0.7419 1.0000
6.750 0.4700 0.06736 0.05639 -0.0299 0.7119 1.0000
7.000 0.5003 0.06844 0.05759 -0.0307 0.6925 1.0000
7.250 0.5301 0.06949 0.05880 -0.0313 0.6741 1.0000
7.500 0.5457 0.07069 0.06011 -0.0308 0.6578 1.0000
7.750 0.5654 0.07191 0.06146 -0.0308 0.6416 1.0000
8.000 0.5886 0.07305 0.06274 -0.0309 0.6251 1.0000
8.250 0.6149 0.07409 0.06398 -0.0311 0.6089 1.0000
8.500 0.6483 0.07478 0.06488 -0.0315 0.5923 1.0000
8.750 0.6747 0.07561 0.06591 -0.0314 0.5760 1.0000
9.000 0.6850 0.07717 0.06761 -0.0306 0.5593 1.0000
9.250 0.6998 0.07861 0.06925 -0.0300 0.5429 1.0000
9.500 0.7179 0.07979 0.07063 -0.0294 0.5257 1.0000
9.750 0.7430 0.08039 0.07146 -0.0288 0.5081 1.0000
10.000 0.7832 0.07951 0.07095 -0.0280 0.4903 1.0000
10.250 0.7990 0.08061 0.07227 -0.0269 0.4724 1.0000
10.500 0.8039 0.08282 0.07464 -0.0260 0.4542 1.0000
10.750 1.0285 0.04292 0.03563 -0.0070 0.3113 1.0000
11.000 1.0042 0.04598 0.03793 -0.0029 0.2333 1.0000
11.250 0.9819 0.05005 0.04118 0.0000 0.1761 1.0000
11.500 0.9712 0.05371 0.04422 0.0021 0.1402 1.0000
11.750 0.9780 0.05630 0.04640 0.0041 0.1151 1.0000
12.000 1.0236 0.05723 0.04738 0.0059 0.0958 1.0000
12.250 1.0759 0.05894 0.04917 0.0063 0.0842 1.0000
12.500 1.1515 0.06286 0.05313 0.0045 0.0774 1.0000
12.750 1.1596 0.06656 0.05729 0.0057 0.0769 1.0000
13.000 1.1607 0.07049 0.06161 0.0070 0.0767 1.0000
13.250 1.1571 0.07460 0.06610 0.0081 0.0768 1.0000
13.500 1.1489 0.07891 0.07071 0.0092 0.0770 1.0000
13.750 1.1384 0.08350 0.07556 0.0100 0.0773 1.0000
14.000 1.1173 0.08771 0.08010 0.0106 0.0778 1.0000
14.250 1.0784 0.09253 0.08523 0.0103 0.0789 1.0000
14.500 1.0249 0.09986 0.09290 0.0077 0.0805 1.0000
14.750 0.9748 0.10934 0.10262 0.0027 0.0826 1.0000
15.000 0.9327 0.12035 0.11374 -0.0038 0.0852 1.0000
15.250 0.9048 0.13091 0.12432 -0.0098 0.0874 1.0000
15.500 0.8928 0.13930 0.13270 -0.0139 0.0889 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 79-K-135/20 B (ah79k135-il)