AH 80-140 (ah80140-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 80-140 (ah80140-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.33 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah80140-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ah80140-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: AH 80-140
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.2712 0.12438 0.11893 -0.0295 1.0000 0.1957
-10.250 -0.2575 0.12105 0.11568 -0.0312 0.9908 0.2036
-10.000 -0.2783 0.12253 0.11719 -0.0401 0.9531 0.2100
-9.750 -0.2177 0.11291 0.10740 -0.0422 0.9369 0.2236
-9.500 -0.1994 0.10873 0.10314 -0.0471 0.9240 0.2333
-9.250 -0.2002 0.10774 0.10212 -0.0525 0.9128 0.2464
-9.000 -0.1623 0.10173 0.09599 -0.0534 0.9027 0.2599
-8.750 -0.1543 0.09884 0.09307 -0.0563 0.8944 0.2700
-8.500 -0.1615 0.09838 0.09263 -0.0589 0.8861 0.2842
-8.250 -0.1259 0.09309 0.08724 -0.0589 0.8787 0.2976
-8.000 -0.1160 0.09040 0.08456 -0.0598 0.8714 0.3110
-7.750 -0.1077 0.08809 0.08223 -0.0604 0.8650 0.3284
-7.500 -0.0991 0.08588 0.08004 -0.0607 0.8592 0.3466
-7.250 -0.0867 0.08349 0.07767 -0.0606 0.8538 0.3667
-7.000 -0.0732 0.08111 0.07528 -0.0604 0.8488 0.3877
-6.750 -0.0608 0.07895 0.07310 -0.0600 0.8443 0.4107
-6.500 -0.0666 0.07836 0.07261 -0.0589 0.8395 0.4367
-6.250 -0.0371 0.07488 0.06910 -0.0584 0.8346 0.4645
-6.000 -0.0325 0.07370 0.06796 -0.0565 0.8304 0.4987
-5.500 0.0136 0.06874 0.06295 -0.0554 0.8225 0.5622
-5.250 0.0316 0.06678 0.06101 -0.0546 0.8182 0.5991
-5.000 -0.1569 0.05745 0.05066 -0.0862 0.8177 0.1895
-4.750 -0.1569 0.05468 0.04738 -0.0853 0.8148 0.1752
-4.500 -0.1467 0.05300 0.04547 -0.0842 0.8123 0.1715
-4.250 -0.1331 0.05115 0.04335 -0.0835 0.8097 0.1695
-4.000 -0.1211 0.04958 0.04144 -0.0824 0.8074 0.1671
-3.750 -0.1249 0.04906 0.04068 -0.0792 0.8056 0.1652
-3.500 -0.1245 0.04850 0.03985 -0.0764 0.8049 0.1645
-3.250 -0.1244 0.04816 0.03928 -0.0734 0.8047 0.1656
-3.000 -0.1214 0.04782 0.03869 -0.0707 0.8043 0.1673
-2.750 -0.1144 0.04747 0.03805 -0.0685 0.8041 0.1697
-2.500 -0.1034 0.04717 0.03738 -0.0668 0.8045 0.1726
-2.250 -0.0906 0.04679 0.03688 -0.0655 0.8052 0.1776
-2.000 -0.0756 0.04674 0.03674 -0.0645 0.8062 0.1851
-1.750 -0.0586 0.04675 0.03648 -0.0637 0.8070 0.1935
-1.500 -0.0759 0.04720 0.03696 -0.0592 0.8186 0.1955
-1.250 -0.1651 0.04806 0.03806 -0.0472 0.9057 0.1818
-1.000 -0.0652 0.04794 0.03755 -0.0561 0.8467 0.2116
0.000 -0.2122 0.04400 0.03371 -0.0229 1.0000 0.1997
0.250 -0.1903 0.04417 0.03375 -0.0228 1.0000 0.2137
0.500 -0.1661 0.04450 0.03408 -0.0233 1.0000 0.2338
0.750 -0.1417 0.04487 0.03452 -0.0238 1.0000 0.2671
1.000 -0.0884 0.04317 0.03551 -0.0285 1.0000 1.0000
1.250 -0.0707 0.04429 0.03613 -0.0283 1.0000 1.0000
1.500 -0.0288 0.04705 0.03840 -0.0330 0.9887 1.0000
1.750 0.0151 0.04988 0.04085 -0.0381 0.9702 1.0000
2.000 0.0536 0.05230 0.04298 -0.0421 0.9489 1.0000
2.250 0.0923 0.05500 0.04542 -0.0458 0.9309 1.0000
2.500 0.1278 0.05770 0.04789 -0.0488 0.9142 1.0000
2.750 0.1476 0.05873 0.04878 -0.0490 0.8912 1.0000
3.000 0.1744 0.06068 0.05056 -0.0503 0.8733 1.0000
3.250 0.2014 0.06288 0.05262 -0.0517 0.8588 1.0000
3.500 0.2372 0.06587 0.05546 -0.0544 0.8455 1.0000
3.750 0.2564 0.06726 0.05675 -0.0543 0.8283 1.0000
4.000 0.2725 0.06856 0.05796 -0.0539 0.8120 1.0000
4.250 0.2878 0.07009 0.05941 -0.0535 0.7979 1.0000
4.500 0.3292 0.07418 0.06340 -0.0569 0.7895 1.0000
4.750 0.3371 0.07467 0.06384 -0.0552 0.7731 1.0000
5.000 0.3471 0.07589 0.06500 -0.0542 0.7586 1.0000
5.250 0.3692 0.07845 0.06751 -0.0549 0.7491 1.0000
5.500 0.3934 0.08068 0.06970 -0.0556 0.7356 1.0000
5.750 0.3985 0.08173 0.07072 -0.0541 0.7219 1.0000
6.000 0.4409 0.08636 0.07531 -0.0573 0.7147 1.0000
6.250 0.4376 0.08625 0.07519 -0.0548 0.6994 1.0000
6.500 0.4450 0.08792 0.07686 -0.0539 0.6883 1.0000
6.750 0.4763 0.09126 0.08019 -0.0555 0.6788 1.0000
7.000 0.4749 0.09211 0.08105 -0.0538 0.6659 1.0000
7.250 0.5158 0.09685 0.08580 -0.0564 0.6586 1.0000
7.500 0.5058 0.09672 0.08567 -0.0540 0.6447 1.0000
7.750 0.5268 0.10012 0.08910 -0.0548 0.6374 1.0000
8.000 0.5387 0.10178 0.09078 -0.0544 0.6237 1.0000
8.250 0.5406 0.10360 0.09263 -0.0536 0.6137 1.0000
8.500 0.5708 0.10722 0.09629 -0.0549 0.6037 1.0000
8.750 0.5639 0.10832 0.09741 -0.0536 0.5928 1.0000
9.000 0.5983 0.11265 0.10181 -0.0552 0.5844 1.0000
9.250 0.5864 0.11332 0.10251 -0.0538 0.5731 1.0000
9.500 0.6222 0.11807 0.10732 -0.0554 0.5654 1.0000
9.750 0.6068 0.11855 0.10783 -0.0541 0.5549 1.0000
10.000 0.6420 0.12331 0.11267 -0.0556 0.5468 1.0000
10.250 0.6264 0.12391 0.11331 -0.0545 0.5367 1.0000
10.500 0.6572 0.12834 0.11782 -0.0557 0.5287 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 80-140 (ah80140-il)