AH 80-129 (ah80129-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 80-129 (ah80129-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 37.9 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah80129-il-100000.txt Download as CSV file: xf-ah80129-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: AH 80-129
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.2569 0.11199 0.10773 -0.0702 0.9730 0.0759
-9.750 -0.2564 0.10917 0.10494 -0.0785 0.9697 0.0775
-9.500 -0.2718 0.10722 0.10305 -0.0841 0.9629 0.0780
-9.250 -0.2345 0.10054 0.09632 -0.0798 0.9628 0.0812
-9.000 -0.2202 0.09700 0.09276 -0.0822 0.9598 0.0854
-8.750 -0.2134 0.09322 0.08899 -0.0883 0.9567 0.0895
-8.500 -0.2336 0.09183 0.08768 -0.0907 0.9488 0.0909
-8.250 -0.2495 0.08905 0.08487 -0.0980 0.9427 0.0916
-8.000 -0.2356 0.08492 0.08082 -0.0945 0.9396 0.0940
-7.750 -0.2330 0.08294 0.07880 -0.0923 0.9347 0.0961
-7.500 -0.2338 0.07988 0.07573 -0.0942 0.9301 0.1013
-7.250 -0.2612 0.07978 0.07567 -0.0884 0.9225 0.1008
-7.000 -0.2787 0.07786 0.07368 -0.0905 0.9165 0.1046
-6.750 -0.3139 0.07823 0.07400 -0.0840 0.9089 0.1052
-6.500 -0.3093 0.07398 0.06979 -0.0830 0.9052 0.1081
-6.250 -0.2922 0.07099 0.06673 -0.0835 0.9025 0.1136
-6.000 -0.3169 0.07060 0.06633 -0.0771 0.8965 0.1141
-5.750 -0.3311 0.06849 0.06396 -0.0755 0.8914 0.1213
-5.500 -0.3079 0.06533 0.06084 -0.0762 0.8888 0.1276
-5.250 -0.3400 0.06584 0.06097 -0.0697 0.8825 0.1344
-5.000 -0.3267 0.06211 0.05745 -0.0681 0.8792 0.1394
-4.750 -0.3145 0.05954 0.05472 -0.0678 0.8760 0.1527
-3.750 -0.2606 0.04516 0.03789 -0.0582 0.8623 0.0625
-3.500 -0.2512 0.04338 0.03571 -0.0549 0.8579 0.0626
-3.250 -0.2374 0.04159 0.03369 -0.0529 0.8540 0.0585
-3.000 -0.2140 0.04025 0.03180 -0.0515 0.8508 0.0624
-2.750 -0.1734 0.03814 0.02921 -0.0528 0.8477 0.0612
-2.500 -0.1709 0.03779 0.02871 -0.0489 0.8427 0.0605
-2.250 -0.1471 0.03675 0.02734 -0.0477 0.8389 0.0628
-2.000 0.1202 0.03004 0.02399 -0.0897 0.8397 1.0000
-1.750 0.1456 0.03036 0.02394 -0.0898 0.8356 1.0000
-1.500 0.1313 0.03093 0.02440 -0.0834 0.8293 1.0000
-1.250 0.1390 0.03138 0.02465 -0.0806 0.8242 1.0000
-1.000 0.1780 0.03178 0.02475 -0.0828 0.8207 1.0000
-0.750 0.1511 0.03243 0.02534 -0.0744 0.8135 1.0000
-0.500 0.1779 0.03287 0.02555 -0.0746 0.8088 1.0000
-0.250 0.1812 0.03348 0.02602 -0.0711 0.8027 1.0000
0.000 0.1936 0.03403 0.02643 -0.0692 0.7973 1.0000
0.250 0.2336 0.03450 0.02668 -0.0713 0.7936 1.0000
0.500 0.2208 0.03525 0.02734 -0.0656 0.7860 1.0000
0.750 0.2530 0.03570 0.02765 -0.0665 0.7812 1.0000
1.000 0.2564 0.03649 0.02835 -0.0634 0.7750 1.0000
1.250 0.2739 0.03713 0.02887 -0.0623 0.7697 1.0000
1.500 0.3178 0.03755 0.02917 -0.0649 0.7659 1.0000
1.750 0.3066 0.03846 0.03003 -0.0598 0.7574 1.0000
2.000 0.3426 0.03892 0.03039 -0.0612 0.7532 1.0000
2.250 0.3429 0.03979 0.03122 -0.0579 0.7451 1.0000
2.500 0.3753 0.04026 0.03162 -0.0588 0.7403 1.0000
2.750 0.3808 0.04117 0.03250 -0.0563 0.7328 1.0000
3.000 0.4108 0.04161 0.03290 -0.0569 0.7272 1.0000
3.250 0.4207 0.04250 0.03377 -0.0550 0.7200 1.0000
3.500 0.4469 0.04302 0.03428 -0.0551 0.7142 1.0000
3.750 0.4612 0.04388 0.03514 -0.0539 0.7074 1.0000
4.000 0.4818 0.04458 0.03585 -0.0534 0.7013 1.0000
4.250 0.5171 0.04496 0.03624 -0.0545 0.6973 1.0000
4.500 0.5192 0.04610 0.03739 -0.0520 0.6881 1.0000
4.750 0.5552 0.04635 0.03771 -0.0531 0.6836 1.0000
5.000 0.5594 0.04750 0.03889 -0.0509 0.6744 1.0000
5.250 0.5909 0.04789 0.03934 -0.0515 0.6697 1.0000
5.500 0.5993 0.04898 0.04046 -0.0499 0.6607 1.0000
5.750 0.6338 0.04922 0.04078 -0.0507 0.6566 1.0000
6.000 0.6386 0.05052 0.04215 -0.0489 0.6468 1.0000
6.250 0.6529 0.05147 0.04316 -0.0478 0.6381 1.0000
6.500 0.6833 0.05170 0.04358 -0.0481 0.6324 1.0000
6.750 0.6911 0.05304 0.04499 -0.0467 0.6230 1.0000
7.000 0.7270 0.05292 0.04502 -0.0473 0.6182 1.0000
7.250 0.7348 0.05419 0.04639 -0.0458 0.6075 1.0000
7.500 0.7763 0.05360 0.04604 -0.0466 0.6037 1.0000
7.750 0.7837 0.05481 0.04736 -0.0450 0.5922 1.0000
8.000 0.8311 0.05362 0.04643 -0.0459 0.5892 1.0000
8.500 1.0471 0.02763 0.02141 -0.0418 0.5148 1.0000
8.750 1.0230 0.02824 0.02042 -0.0327 0.2937 1.0000
9.000 0.9964 0.03172 0.02303 -0.0278 0.1801 1.0000
9.250 0.9662 0.03598 0.02624 -0.0230 0.0742 1.0000
9.500 0.9605 0.03859 0.02870 -0.0201 0.0566 1.0000
9.750 0.9594 0.04088 0.03104 -0.0179 0.0496 1.0000
10.000 0.9607 0.04296 0.03321 -0.0159 0.0467 1.0000
10.250 0.9632 0.04502 0.03530 -0.0141 0.0392 1.0000
10.500 0.9689 0.04681 0.03715 -0.0122 0.0383 1.0000
10.750 0.9859 0.04802 0.03830 -0.0097 0.0357 1.0000
11.000 1.0210 0.04862 0.03897 -0.0083 0.0343 1.0000
11.250 1.0861 0.04991 0.04050 -0.0083 0.0338 1.0000
11.500 1.1419 0.05336 0.04432 -0.0090 0.0347 1.0000
11.750 1.2059 0.06055 0.05193 -0.0116 0.0371 1.0000
12.000 1.1999 0.06106 0.05277 -0.0079 0.0384 1.0000
12.250 1.1814 0.06419 0.05655 -0.0037 0.0413 1.0000
12.500 1.1756 0.06884 0.06161 -0.0012 0.0441 1.0000
12.750 1.1633 0.07255 0.06560 0.0010 0.0443 1.0000
13.000 1.0042 0.06042 0.05381 0.0142 0.0401 1.0000
13.250 0.9781 0.06444 0.05816 0.0164 0.0411 1.0000
13.500 0.9459 0.06792 0.06192 0.0184 0.0416 1.0000
13.750 0.9157 0.07132 0.06558 0.0195 0.0420 1.0000
14.000 0.8890 0.07508 0.06957 0.0198 0.0425 1.0000
14.250 0.8617 0.07934 0.07406 0.0193 0.0431 1.0000
14.500 0.8355 0.08380 0.07872 0.0182 0.0434 1.0000
14.750 0.8082 0.08880 0.08390 0.0162 0.0438 1.0000
15.000 0.7801 0.09438 0.08965 0.0135 0.0440 1.0000
15.250 0.7531 0.10038 0.09580 0.0100 0.0442 1.0000
15.500 0.7248 0.10735 0.10289 0.0056 0.0445 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 80-129 (ah80129-il)