AH 80-136 (ah80136-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 80-136 (ah80136-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 14.91 at α=14° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah80136-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ah80136-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: AH 80-136
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.250 -0.4003 0.13781 0.13290 -0.0121 1.0000 0.1840
-11.000 -0.3771 0.13206 0.12715 -0.0138 1.0000 0.1913
-10.750 -0.3862 0.13111 0.12622 -0.0183 0.9810 0.1993
-10.500 -0.3591 0.12544 0.12049 -0.0194 0.9705 0.2092
-10.250 -0.3552 0.12216 0.11723 -0.0226 0.9631 0.2177
-10.000 -0.3581 0.12029 0.11536 -0.0263 0.9571 0.2292
-9.750 -0.3415 0.11618 0.11120 -0.0273 0.9508 0.2433
-9.500 -0.3302 0.11272 0.10774 -0.0286 0.9453 0.2579
-9.250 -0.3215 0.10954 0.10455 -0.0300 0.9403 0.2729
-9.000 -0.3152 0.10664 0.10165 -0.0315 0.9353 0.2884
-8.750 -0.3127 0.10412 0.09915 -0.0329 0.9308 0.3041
-8.500 -0.2997 0.10049 0.09553 -0.0337 0.9264 0.3207
-8.250 -0.2769 0.09659 0.09159 -0.0334 0.9220 0.3397
-8.000 -0.2702 0.09419 0.08919 -0.0339 0.9183 0.3619
-7.500 -0.2489 0.08866 0.08366 -0.0342 0.9112 0.4113
-7.250 -0.2275 0.08562 0.08060 -0.0332 0.9073 0.4435
-5.750 -0.3433 0.05937 0.05287 -0.0691 0.8939 0.1703
-5.500 -0.3328 0.05573 0.04901 -0.0680 0.8924 0.1522
-5.250 -0.3316 0.05340 0.04603 -0.0654 0.8919 0.1396
-5.000 -0.3225 0.05116 0.04360 -0.0637 0.8908 0.1371
-4.750 -0.3150 0.04931 0.04143 -0.0615 0.8901 0.1350
-4.500 -0.3081 0.04763 0.03937 -0.0591 0.8903 0.1327
-4.250 -0.2991 0.04600 0.03724 -0.0566 0.8911 0.1293
-4.000 -0.2850 0.04478 0.03536 -0.0546 0.8916 0.1264
-3.750 -0.2671 0.04335 0.03357 -0.0534 0.8917 0.1266
-3.500 -0.2507 0.04210 0.03230 -0.0525 0.8926 0.1316
-3.250 -0.2336 0.04129 0.03121 -0.0513 0.8942 0.1368
-3.000 -0.2121 0.04058 0.03012 -0.0504 0.8953 0.1405
-2.750 -0.1900 0.03972 0.02934 -0.0500 0.8962 0.1491
-2.500 -0.1683 0.03923 0.02881 -0.0495 0.8979 0.1626
-2.250 -0.1447 0.03881 0.02833 -0.0492 0.8998 0.1782
-2.000 -0.1219 0.03838 0.02803 -0.0491 0.9018 0.2121
-1.750 -0.2914 0.03679 0.02632 -0.0190 1.0000 0.1498
-1.500 -0.2671 0.03636 0.02584 -0.0188 1.0000 0.1646
-1.250 -0.2416 0.03602 0.02541 -0.0188 1.0000 0.1831
-1.000 -0.2146 0.03540 0.02517 -0.0195 1.0000 0.2347
-0.750 -0.1799 0.03290 0.02534 -0.0183 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1621 0.03355 0.02550 -0.0179 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1444 0.03426 0.02582 -0.0177 1.0000 1.0000
0.000 -0.1267 0.03501 0.02622 -0.0175 1.0000 1.0000
0.250 -0.1090 0.03581 0.02673 -0.0174 1.0000 1.0000
0.500 -0.0912 0.03666 0.02731 -0.0174 1.0000 1.0000
0.750 -0.0735 0.03756 0.02797 -0.0174 1.0000 1.0000
1.000 -0.0558 0.03850 0.02868 -0.0175 1.0000 1.0000
1.250 -0.0382 0.03949 0.02947 -0.0176 1.0000 1.0000
1.500 -0.0207 0.04053 0.03033 -0.0178 1.0000 1.0000
1.750 -0.0033 0.04161 0.03125 -0.0180 1.0000 1.0000
2.000 0.0139 0.04273 0.03223 -0.0182 1.0000 1.0000
2.250 0.0310 0.04391 0.03325 -0.0184 1.0000 1.0000
3.000 0.1592 0.05207 0.04099 -0.0343 0.9477 1.0000
3.250 0.1954 0.05456 0.04339 -0.0378 0.9214 1.0000
3.500 0.2345 0.05753 0.04628 -0.0416 0.9024 1.0000
3.750 0.2548 0.05903 0.04773 -0.0419 0.8785 1.0000
4.250 0.3138 0.06401 0.05264 -0.0458 0.8454 1.0000
4.500 0.3307 0.06568 0.05428 -0.0457 0.8290 1.0000
4.750 0.3464 0.06725 0.05584 -0.0454 0.8123 1.0000
5.000 0.3658 0.06921 0.05780 -0.0457 0.7978 1.0000
5.250 0.3861 0.07134 0.05993 -0.0462 0.7843 1.0000
5.500 0.4144 0.07418 0.06280 -0.0479 0.7725 1.0000
5.750 0.4335 0.07625 0.06490 -0.0482 0.7590 1.0000
6.250 0.4556 0.07940 0.06810 -0.0469 0.7328 1.0000
6.500 0.4668 0.08122 0.06997 -0.0465 0.7209 1.0000
6.750 0.4815 0.08342 0.07222 -0.0465 0.7103 1.0000
7.000 0.5158 0.08718 0.07606 -0.0489 0.7009 1.0000
7.250 0.5190 0.08826 0.07718 -0.0475 0.6882 1.0000
7.500 0.5242 0.08990 0.07887 -0.0467 0.6770 1.0000
7.750 0.5375 0.09234 0.08141 -0.0468 0.6678 1.0000
8.250 0.5654 0.09696 0.08619 -0.0471 0.6461 1.0000
8.500 0.5728 0.09921 0.08851 -0.0468 0.6368 1.0000
8.750 0.6072 0.10348 0.09292 -0.0489 0.6279 1.0000
9.000 0.6005 0.10428 0.09378 -0.0474 0.6165 1.0000
9.250 0.6064 0.10666 0.09627 -0.0472 0.6077 1.0000
9.500 0.6396 0.11105 0.10083 -0.0491 0.5987 1.0000
9.750 0.6306 0.11192 0.10175 -0.0477 0.5878 1.0000
10.000 0.6383 0.11473 0.10466 -0.0479 0.5802 1.0000
10.250 0.6659 0.11872 0.10882 -0.0492 0.5699 1.0000
10.500 0.6569 0.11995 0.11010 -0.0483 0.5600 1.0000
10.750 0.6695 0.12337 0.11368 -0.0489 0.5528 1.0000
11.000 0.6917 0.12703 0.11752 -0.0498 0.5413 1.0000
11.250 0.6829 0.12851 0.11906 -0.0492 0.5317 1.0000
11.500 0.6922 0.13175 0.12243 -0.0497 0.5230 1.0000
11.750 0.7111 0.13554 0.12639 -0.0505 0.5116 1.0000
12.000 0.7254 0.13884 0.12985 -0.0509 0.4981 1.0000
12.250 0.7341 0.14169 0.13287 -0.0511 0.4841 1.0000
12.500 0.7371 0.14411 0.13541 -0.0511 0.4693 1.0000
12.750 0.7385 0.14643 0.13784 -0.0511 0.4528 1.0000
13.000 0.7531 0.14849 0.14007 -0.0505 0.4243 1.0000
13.250 0.8979 0.12353 0.11604 -0.0321 0.2789 1.0000
13.500 1.1111 0.07564 0.06716 -0.0025 0.1273 1.0000
13.750 1.1257 0.07746 0.06883 -0.0004 0.1113 1.0000
14.000 1.1657 0.07820 0.06945 0.0030 0.0958 1.0000
14.250 1.1631 0.08250 0.07411 0.0032 0.0924 1.0000
14.500 1.1560 0.08710 0.07903 0.0028 0.0895 1.0000
14.750 1.1869 0.08980 0.08162 0.0048 0.0826 1.0000
15.000 1.1715 0.09516 0.08731 0.0038 0.0824 1.0000
15.250 1.1539 0.10095 0.09337 0.0023 0.0824 1.0000
15.500 1.1350 0.10717 0.09982 0.0003 0.0826 1.0000
15.750 1.0446 0.12354 0.11675 -0.0112 0.0922 1.0000
16.000 1.0193 0.13331 0.12662 -0.0161 0.0940 1.0000
16.250 1.0002 0.14274 0.13604 -0.0207 0.0951 1.0000
16.500 0.8914 0.18327 0.17617 -0.0472 0.1298 1.0000
16.750 0.8911 0.18986 0.18273 -0.0503 0.1309 1.0000
17.000 0.8941 0.19591 0.18877 -0.0528 0.1322 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 80-136 (ah80136-il)