AH 81-131 (ah81131-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 81-131 (ah81131-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 23.36 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah81131-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ah81131-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: AH 81-131
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.4340 0.11078 0.10563 -0.0147 1.0000 0.2994
-8.250 -0.4397 0.10874 0.10364 -0.0123 1.0000 0.3140
-7.750 -0.4569 0.10511 0.10013 -0.0070 1.0000 0.3466
-7.500 -0.4768 0.10392 0.09903 -0.0039 1.0000 0.3629
-7.250 -0.4610 0.10071 0.09582 -0.0009 1.0000 0.3883
-7.000 -0.4907 0.10010 0.09532 0.0032 1.0000 0.4060
-6.750 -0.4592 0.09611 0.09129 0.0058 1.0000 0.4398
-6.500 -0.4544 0.09385 0.08902 0.0093 1.0000 0.4710
-4.750 -0.4989 0.07744 0.07295 0.0317 1.0000 0.5824
-4.500 -0.5490 0.07589 0.07153 0.0386 1.0000 0.5783
-4.000 -0.6004 0.05335 0.04593 0.0015 1.0000 0.1665
-3.750 -0.5777 0.04981 0.04167 0.0032 1.0000 0.1359
-3.500 -0.5577 0.04680 0.03810 0.0052 1.0000 0.1207
-3.250 -0.5371 0.04477 0.03523 0.0076 1.0000 0.1092
-3.000 -0.5170 0.04214 0.03242 0.0089 1.0000 0.1049
-2.750 -0.4950 0.04017 0.02998 0.0105 1.0000 0.1002
-2.500 -0.4720 0.03889 0.02800 0.0123 1.0000 0.0967
-2.250 -0.4488 0.03751 0.02631 0.0135 1.0000 0.0964
-2.000 -0.4247 0.03596 0.02474 0.0139 1.0000 0.1003
-1.750 -0.3993 0.03500 0.02362 0.0145 1.0000 0.1065
-1.500 -0.2045 0.03150 0.02384 -0.0131 1.0000 1.0000
-1.250 -0.1904 0.03172 0.02327 -0.0108 1.0000 1.0000
-1.000 -0.1774 0.03196 0.02307 -0.0091 1.0000 1.0000
-0.750 -0.1641 0.03224 0.02297 -0.0074 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1506 0.03257 0.02298 -0.0059 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1368 0.03293 0.02305 -0.0045 1.0000 1.0000
0.000 -0.1227 0.03333 0.02319 -0.0031 1.0000 1.0000
0.250 -0.1085 0.03378 0.02336 -0.0019 1.0000 1.0000
0.500 -0.0941 0.03426 0.02364 -0.0007 1.0000 1.0000
0.750 -0.0796 0.03479 0.02396 0.0004 1.0000 1.0000
1.000 -0.0650 0.03535 0.02434 0.0015 1.0000 1.0000
1.250 -0.0504 0.03595 0.02479 0.0024 1.0000 1.0000
1.500 -0.0358 0.03660 0.02526 0.0034 1.0000 1.0000
1.750 -0.0212 0.03728 0.02581 0.0042 1.0000 1.0000
2.000 -0.0067 0.03802 0.02643 0.0050 1.0000 1.0000
2.250 0.0078 0.03879 0.02711 0.0058 1.0000 1.0000
2.500 0.0222 0.03961 0.02783 0.0065 1.0000 1.0000
2.750 0.0366 0.04048 0.02860 0.0071 1.0000 1.0000
3.000 0.0509 0.04139 0.02944 0.0077 1.0000 1.0000
3.250 0.0650 0.04235 0.03035 0.0082 1.0000 1.0000
3.500 0.0791 0.04335 0.03131 0.0086 1.0000 1.0000
3.750 0.0931 0.04440 0.03232 0.0090 1.0000 1.0000
4.000 0.1070 0.04550 0.03339 0.0094 1.0000 1.0000
4.250 0.1209 0.04665 0.03452 0.0097 1.0000 1.0000
4.500 0.1689 0.05009 0.03798 0.0028 0.9837 1.0000
4.750 0.2149 0.05322 0.04118 -0.0036 0.9583 1.0000
5.000 0.2496 0.05555 0.04359 -0.0073 0.9330 1.0000
5.250 0.2762 0.05755 0.04564 -0.0093 0.9106 1.0000
5.500 0.3102 0.06035 0.04853 -0.0124 0.8910 1.0000
5.750 0.3267 0.06175 0.04999 -0.0124 0.8708 1.0000
6.000 0.3543 0.06410 0.05247 -0.0143 0.8520 1.0000
6.250 0.3780 0.06645 0.05491 -0.0155 0.8355 1.0000
6.500 0.3906 0.06774 0.05629 -0.0149 0.8163 1.0000
6.750 0.4173 0.07017 0.05885 -0.0164 0.7980 1.0000
7.000 0.4357 0.07227 0.06106 -0.0168 0.7815 1.0000
7.250 0.4508 0.07373 0.06269 -0.0165 0.7602 1.0000
7.500 0.5204 0.07286 0.06207 -0.0176 0.6818 1.0000
7.750 0.5503 0.07368 0.06307 -0.0178 0.6581 1.0000
8.000 0.5753 0.07460 0.06424 -0.0177 0.6381 1.0000
8.250 0.6001 0.07550 0.06535 -0.0174 0.6188 1.0000
8.500 0.6168 0.07657 0.06660 -0.0167 0.6003 1.0000
8.750 0.6596 0.07664 0.06700 -0.0171 0.5802 1.0000
9.000 0.6700 0.07750 0.06804 -0.0156 0.5589 1.0000
9.250 0.7764 0.06622 0.05758 -0.0113 0.5066 1.0000
9.500 0.9173 0.04598 0.03871 -0.0031 0.4562 1.0000
9.750 0.9420 0.04032 0.03179 0.0067 0.2919 1.0000
10.000 0.9475 0.04233 0.03289 0.0103 0.2325 1.0000
10.250 0.9721 0.04389 0.03412 0.0120 0.1952 1.0000
10.500 1.0273 0.04561 0.03576 0.0117 0.1608 1.0000
10.750 1.0649 0.04850 0.03865 0.0119 0.1332 1.0000
11.000 1.0873 0.05202 0.04211 0.0127 0.1104 1.0000
11.250 1.0984 0.05558 0.04593 0.0143 0.0971 1.0000
11.500 1.1152 0.06008 0.05055 0.0152 0.0860 1.0000
11.750 1.1019 0.06282 0.05370 0.0187 0.0841 1.0000
12.000 1.0894 0.06600 0.05724 0.0216 0.0822 1.0000
12.250 1.0768 0.06952 0.06107 0.0240 0.0808 1.0000
12.500 1.0618 0.07331 0.06514 0.0259 0.0802 1.0000
12.750 1.0432 0.07738 0.06948 0.0275 0.0806 1.0000
13.000 1.0205 0.08188 0.07423 0.0286 0.0809 1.0000
13.250 0.9978 0.08668 0.07924 0.0289 0.0819 1.0000
13.500 0.9740 0.09196 0.08470 0.0285 0.0830 1.0000
13.750 0.9490 0.09786 0.09073 0.0274 0.0840 1.0000
14.000 0.9263 0.10414 0.09711 0.0255 0.0851 1.0000
14.250 0.9091 0.11063 0.10367 0.0235 0.0861 1.0000
14.500 0.8939 0.11757 0.11065 0.0212 0.0868 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 81-131 (ah81131-il)