AH 80-129 (ah80129-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 80-129 (ah80129-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 19.03 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah80129-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-ah80129-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.2748 0.12726 0.12102 -0.0606 0.9748 0.0885
-10.750 -0.2806 0.12519 0.11901 -0.0674 0.9702 0.0916
-10.500 -0.2801 0.12199 0.11584 -0.0721 0.9650 0.0920
-10.250 -0.2567 0.11614 0.10996 -0.0721 0.9623 0.0933
-10.000 -0.2405 0.11151 0.10530 -0.0741 0.9591 0.0953
-9.750 -0.2294 0.10760 0.10137 -0.0778 0.9558 0.0956
-9.500 -0.2272 0.10404 0.09783 -0.0809 0.9501 0.0946
-9.250 -0.2168 0.09662 0.09030 -0.0863 0.9458 0.0483
-9.000 -0.2088 0.09264 0.08632 -0.0899 0.9418 0.0477
-8.750 -0.2067 0.08927 0.08297 -0.0915 0.9357 0.0458
-8.500 -0.2034 0.08527 0.07899 -0.0951 0.9308 0.0444
-8.250 -0.2093 0.08168 0.07542 -0.0977 0.9239 0.0423
-8.000 -0.2126 0.07870 0.07244 -0.0995 0.9177 0.0438
-7.750 -0.2438 0.07454 0.06808 -0.1007 0.9073 0.0379
-7.500 -0.2443 0.07120 0.06464 -0.1010 0.9025 0.0377
-7.250 -0.2535 0.06931 0.06269 -0.0982 0.8956 0.0375
-7.000 -0.2549 0.06662 0.05983 -0.0973 0.8904 0.0376
-6.750 -0.2514 0.06508 0.05842 -0.0956 0.8859 0.0414
-6.500 -0.2574 0.06299 0.05620 -0.0929 0.8794 0.0422
-6.250 -0.2526 0.05986 0.05280 -0.0922 0.8752 0.0420
-6.000 -0.2626 0.05773 0.05042 -0.0879 0.8682 0.0406
-5.750 -0.2563 0.05531 0.04774 -0.0861 0.8637 0.0419
-5.500 -0.2513 0.05282 0.04482 -0.0838 0.8590 0.0413
-5.250 -0.2505 0.05086 0.04253 -0.0802 0.8531 0.0409
-5.000 -0.2367 0.04803 0.03920 -0.0784 0.8493 0.0409
-4.750 -0.2282 0.04613 0.03694 -0.0756 0.8444 0.0415
-4.500 -0.2184 0.04444 0.03485 -0.0729 0.8393 0.0417
-4.250 -0.1965 0.04240 0.03236 -0.0719 0.8360 0.0431
-4.000 -0.1743 0.04061 0.03012 -0.0708 0.8326 0.0446
-3.750 -0.1643 0.03958 0.02879 -0.0677 0.8270 0.0458
-3.500 -0.1379 0.03822 0.02702 -0.0672 0.8236 0.0525
-3.250 -0.1052 0.03714 0.02576 -0.0681 0.8211 0.0585
-3.000 -0.0905 0.03641 0.02475 -0.0656 0.8158 0.0648
-2.750 -0.0666 0.03567 0.02385 -0.0651 0.8118 0.0793
-2.500 -0.0359 0.03481 0.02293 -0.0658 0.8088 0.1060
-2.250 0.2075 0.03052 0.02108 -0.1032 0.8209 1.0000
-2.000 0.2000 0.03111 0.02151 -0.0980 0.8132 1.0000
-1.750 0.2174 0.03135 0.02144 -0.0967 0.8088 1.0000
-1.500 0.2195 0.03186 0.02174 -0.0930 0.8027 1.0000
-1.250 0.2282 0.03226 0.02193 -0.0903 0.7970 1.0000
-1.000 0.2527 0.03248 0.02187 -0.0901 0.7936 1.0000
-0.750 0.2436 0.03317 0.02242 -0.0845 0.7855 1.0000
-0.500 0.2645 0.03348 0.02251 -0.0837 0.7814 1.0000
-0.250 0.2643 0.03406 0.02291 -0.0795 0.7747 1.0000
0.000 0.2774 0.03451 0.02320 -0.0775 0.7694 1.0000
0.250 0.3056 0.03481 0.02329 -0.0778 0.7662 1.0000
0.500 0.2967 0.03554 0.02391 -0.0724 0.7579 1.0000
0.750 0.3205 0.03592 0.02410 -0.0720 0.7540 1.0000
1.000 0.3244 0.03657 0.02465 -0.0686 0.7472 1.0000
1.250 0.3412 0.03707 0.02503 -0.0672 0.7420 1.0000
1.500 0.3699 0.03742 0.02526 -0.0676 0.7389 1.0000
1.750 0.3668 0.03825 0.02601 -0.0634 0.7305 1.0000
2.000 0.3919 0.03867 0.02634 -0.0633 0.7266 1.0000
2.250 0.3979 0.03943 0.02703 -0.0605 0.7195 1.0000
2.500 0.4182 0.03995 0.02749 -0.0597 0.7145 1.0000
2.750 0.4403 0.04047 0.02795 -0.0592 0.7102 1.0000
3.000 0.4468 0.04131 0.02876 -0.0566 0.7027 1.0000
3.250 0.4743 0.04170 0.02917 -0.0568 0.6990 1.0000
3.500 0.4789 0.04265 0.03009 -0.0542 0.6909 1.0000
3.750 0.5035 0.04313 0.03056 -0.0540 0.6865 1.0000
4.000 0.5135 0.04398 0.03142 -0.0521 0.6791 1.0000
4.250 0.5347 0.04457 0.03203 -0.0516 0.6738 1.0000
4.500 0.5519 0.04530 0.03284 -0.0507 0.6681 1.0000
4.750 0.5671 0.04605 0.03363 -0.0495 0.6611 1.0000
5.000 0.5968 0.04638 0.03403 -0.0498 0.6576 1.0000
5.250 0.6002 0.04758 0.03527 -0.0475 0.6481 1.0000
5.500 0.6288 0.04796 0.03575 -0.0478 0.6443 1.0000
5.750 0.6332 0.04922 0.03707 -0.0457 0.6350 1.0000
6.000 0.6614 0.04959 0.03757 -0.0459 0.6309 1.0000
6.250 0.6674 0.05082 0.03897 -0.0440 0.6212 1.0000
6.500 0.6965 0.05113 0.03945 -0.0442 0.6171 1.0000
6.750 0.7017 0.05247 0.04088 -0.0424 0.6070 1.0000
7.000 0.7319 0.05269 0.04129 -0.0426 0.6031 1.0000
7.250 0.7360 0.05419 0.04292 -0.0408 0.5926 1.0000
7.500 0.7502 0.05518 0.04413 -0.0398 0.5843 1.0000
7.750 0.7730 0.05564 0.04481 -0.0394 0.5776 1.0000
8.000 0.7821 0.05695 0.04630 -0.0380 0.5676 1.0000
8.250 0.8123 0.05693 0.04656 -0.0379 0.5624 1.0000
8.500 0.8200 0.05824 0.04806 -0.0365 0.5510 1.0000
10.000 0.9413 0.05142 0.04311 -0.0224 0.4169 1.0000
10.250 0.9429 0.04955 0.03935 -0.0155 0.1768 1.0000
10.500 0.9278 0.05340 0.04259 -0.0135 0.1127 1.0000
10.750 0.9142 0.05745 0.04618 -0.0119 0.0753 1.0000
11.000 0.9084 0.06083 0.04939 -0.0108 0.0605 1.0000
11.250 0.9056 0.06402 0.05259 -0.0096 0.0518 1.0000
11.500 0.9038 0.06711 0.05569 -0.0086 0.0464 1.0000
11.750 0.9052 0.06989 0.05857 -0.0076 0.0398 1.0000
12.000 0.9071 0.07255 0.06125 -0.0067 0.0360 1.0000
12.250 0.9161 0.07444 0.06338 -0.0054 0.0329 1.0000
12.500 0.9304 0.07572 0.06494 -0.0036 0.0310 1.0000
12.750 0.9537 0.07623 0.06565 -0.0014 0.0292 1.0000
13.000 0.9855 0.07647 0.06607 0.0006 0.0275 1.0000
13.250 1.0228 0.07781 0.06762 0.0024 0.0258 1.0000
13.500 1.0244 0.08110 0.07135 0.0030 0.0243 1.0000
13.750 1.0266 0.08465 0.07527 0.0034 0.0234 1.0000
14.000 1.0279 0.08833 0.07926 0.0037 0.0236 1.0000
14.250 1.0228 0.09281 0.08406 0.0036 0.0235 1.0000
14.500 1.0131 0.09751 0.08905 0.0030 0.0232 1.0000
14.750 1.0004 0.10284 0.09463 0.0018 0.0230 1.0000
15.000 0.9855 0.10871 0.10077 0.0001 0.0228 1.0000
15.250 0.9713 0.11470 0.10697 -0.0022 0.0230 1.0000
15.500 0.9558 0.12132 0.11379 -0.0052 0.0232 1.0000
15.750 0.9420 0.12802 0.12063 -0.0085 0.0236 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 80-129 (ah80129-il)