AH 80-129 (ah80129-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 80-129 (ah80129-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 18.19 at α=11.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah80129-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ah80129-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.500 -0.4618 0.11330 0.10836 -0.0171 1.0000 0.2108
-7.250 -0.4830 0.11213 0.10728 -0.0155 1.0000 0.2162
-7.000 -0.5157 0.11162 0.10687 -0.0136 1.0000 0.2177
-6.750 -0.5085 0.10806 0.10333 -0.0110 1.0000 0.2294
-6.500 -0.5216 0.10560 0.10095 -0.0084 1.0000 0.2377
-6.250 -0.5430 0.10392 0.09933 -0.0072 1.0000 0.2449
-6.000 -0.5439 0.10091 0.09635 -0.0046 1.0000 0.2554
-5.750 -0.5575 0.09865 0.09416 -0.0025 1.0000 0.2723
-5.500 -0.5609 0.09593 0.09147 -0.0003 1.0000 0.2835
-5.250 -0.5717 0.09348 0.08898 0.0017 1.0000 0.3007
-5.000 -0.5794 0.09092 0.08647 0.0054 1.0000 0.3301
-4.750 -0.5806 0.08837 0.08399 0.0097 1.0000 0.3576
-3.500 -0.4532 0.07539 0.07106 0.0394 1.0000 0.7032
-3.250 -0.4740 0.07352 0.06925 0.0430 1.0000 0.6957
-3.000 -0.4794 0.05588 0.04856 -0.0167 1.0000 0.1621
-2.750 -0.4552 0.05132 0.04343 -0.0158 1.0000 0.1317
-2.500 -0.4339 0.04876 0.04020 -0.0147 1.0000 0.1184
-2.250 -0.4144 0.04601 0.03710 -0.0134 1.0000 0.1126
-2.000 -0.3914 0.04421 0.03434 -0.0115 1.0000 0.1061
-1.750 -0.3706 0.04237 0.03213 -0.0103 1.0000 0.1053
-1.500 -0.3499 0.04085 0.03029 -0.0092 1.0000 0.1071
-1.250 -0.3295 0.03970 0.02906 -0.0084 1.0000 0.1146
-1.000 -0.3063 0.03864 0.02771 -0.0076 1.0000 0.1236
-0.750 -0.2782 0.03775 0.02652 -0.0074 1.0000 0.1350
-0.500 -0.1688 0.03393 0.02602 -0.0207 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1513 0.03450 0.02592 -0.0196 1.0000 1.0000
0.000 -0.1345 0.03511 0.02608 -0.0188 1.0000 1.0000
0.250 -0.1176 0.03576 0.02632 -0.0180 1.0000 1.0000
0.500 -0.1007 0.03643 0.02665 -0.0173 1.0000 1.0000
0.750 -0.0841 0.03715 0.02704 -0.0167 1.0000 1.0000
1.000 -0.0672 0.03791 0.02752 -0.0161 1.0000 1.0000
1.250 -0.0503 0.03870 0.02807 -0.0156 1.0000 1.0000
1.500 -0.0337 0.03952 0.02867 -0.0152 1.0000 1.0000
1.750 -0.0169 0.04038 0.02935 -0.0148 1.0000 1.0000
2.000 -0.0002 0.04128 0.02999 -0.0144 1.0000 1.0000
2.250 0.0165 0.04222 0.03078 -0.0141 1.0000 1.0000
2.500 0.0329 0.04320 0.03162 -0.0138 1.0000 1.0000
2.750 0.0494 0.04420 0.03250 -0.0136 1.0000 1.0000
3.000 0.0657 0.04526 0.03342 -0.0134 1.0000 1.0000
3.250 0.0819 0.04633 0.03440 -0.0132 1.0000 1.0000
3.500 0.0981 0.04746 0.03544 -0.0131 1.0000 1.0000
3.750 0.1288 0.04953 0.03742 -0.0161 0.9932 1.0000
4.000 0.1663 0.05224 0.04004 -0.0203 0.9820 1.0000
4.250 0.2006 0.05480 0.04256 -0.0239 0.9696 1.0000
4.500 0.2304 0.05692 0.04464 -0.0265 0.9565 1.0000
4.750 0.2594 0.05911 0.04682 -0.0290 0.9427 1.0000
5.000 0.2834 0.06083 0.04854 -0.0305 0.9296 1.0000
5.250 0.3069 0.06265 0.05041 -0.0319 0.9163 1.0000
5.500 0.3272 0.06424 0.05202 -0.0327 0.9035 1.0000
5.750 0.3463 0.06583 0.05364 -0.0332 0.8911 1.0000
6.000 0.3639 0.06748 0.05534 -0.0336 0.8795 1.0000
6.250 0.3827 0.06929 0.05721 -0.0342 0.8680 1.0000
6.500 0.4039 0.07144 0.05948 -0.0353 0.8580 1.0000
6.750 0.4343 0.07441 0.06252 -0.0377 0.8474 1.0000
7.000 0.4464 0.07567 0.06387 -0.0373 0.8352 1.0000
7.250 0.4584 0.07713 0.06542 -0.0369 0.8238 1.0000
7.500 0.4718 0.07895 0.06733 -0.0369 0.8136 1.0000
7.750 0.4898 0.08114 0.06963 -0.0376 0.8029 1.0000
8.000 0.5162 0.08414 0.07278 -0.0395 0.7926 1.0000
8.250 0.5297 0.08591 0.07469 -0.0395 0.7807 1.0000
8.500 0.5414 0.08774 0.07673 -0.0393 0.7681 1.0000
8.750 0.5543 0.08972 0.07885 -0.0394 0.7555 1.0000
9.000 0.5651 0.09182 0.08110 -0.0393 0.7444 1.0000
9.250 0.5798 0.09413 0.08360 -0.0397 0.7312 1.0000
9.500 0.5948 0.09644 0.08608 -0.0401 0.7172 1.0000
9.750 0.6136 0.09897 0.08882 -0.0409 0.7011 1.0000
10.000 0.6374 0.10190 0.09205 -0.0421 0.6837 1.0000
10.250 0.6626 0.10390 0.09431 -0.0426 0.6571 1.0000
10.500 0.7458 0.09724 0.08825 -0.0391 0.5576 1.0000
10.750 0.7780 0.09693 0.08835 -0.0381 0.5285 1.0000
11.000 0.8417 0.09197 0.08423 -0.0353 0.4884 1.0000
11.250 0.9270 0.06172 0.05091 -0.0052 0.0958 1.0000
11.500 0.9535 0.06225 0.05139 -0.0025 0.0799 1.0000
11.750 1.1243 0.06182 0.05149 -0.0030 0.0654 1.0000
12.000 1.1554 0.06563 0.05563 -0.0029 0.0629 1.0000
12.250 1.1690 0.06962 0.05999 -0.0018 0.0623 1.0000
12.500 1.1598 0.07324 0.06408 0.0007 0.0635 1.0000
12.750 1.1480 0.07712 0.06835 0.0028 0.0644 1.0000
13.000 1.1343 0.08104 0.07262 0.0045 0.0657 1.0000
13.250 1.1199 0.08528 0.07714 0.0057 0.0671 1.0000
13.500 1.1006 0.08985 0.08197 0.0066 0.0676 1.0000
13.750 1.0811 0.09466 0.08700 0.0070 0.0684 1.0000
14.000 1.0653 0.09951 0.09203 0.0067 0.0695 1.0000
14.250 1.0523 0.10518 0.09784 0.0062 0.0708 1.0000
14.500 1.0574 0.11104 0.10380 0.0059 0.0723 1.0000
14.750 1.0197 0.11660 0.10955 0.0037 0.0727 1.0000
15.000 0.9269 0.13140 0.12462 -0.0077 0.0779 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 80-129 (ah80129-il)