AH 81-K-144/17 (ah81k144-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 81-K-144/17 (ah81k144-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 17.83 at α=13.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah81k144-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ah81k144-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: AH 81-K-144/17
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.5082 0.12681 0.12169 -0.0162 1.0000 0.2423
-7.750 -0.4765 0.12156 0.11638 -0.0138 1.0000 0.2540
-7.500 -0.5180 0.12154 0.11650 -0.0126 1.0000 0.2576
-7.250 -0.4967 0.11706 0.11199 -0.0104 1.0000 0.2703
-7.000 -0.5100 0.11465 0.10966 -0.0086 1.0000 0.2768
-6.750 -0.5264 0.11299 0.10805 -0.0061 1.0000 0.2873
-6.500 -0.5212 0.10974 0.10483 -0.0040 1.0000 0.2974
-6.250 -0.5732 0.10936 0.10459 -0.0009 1.0000 0.3043
-6.000 -0.5673 0.10619 0.10143 0.0019 1.0000 0.3187
-5.750 -0.5690 0.10338 0.09865 0.0046 1.0000 0.3330
-5.500 -0.5813 0.10095 0.09628 0.0072 1.0000 0.3496
-5.250 -0.6073 0.09868 0.09406 0.0089 1.0000 0.3675
-5.000 -0.5989 0.09616 0.09157 0.0142 1.0000 0.3981
-4.500 -0.5889 0.06657 0.06007 -0.0256 1.0000 0.1485
-4.250 -0.5719 0.06100 0.05393 -0.0263 1.0000 0.1328
-4.000 -0.5563 0.05733 0.04994 -0.0259 1.0000 0.1308
-3.750 -0.5387 0.05368 0.04583 -0.0255 1.0000 0.1276
-3.500 -0.5186 0.05004 0.04148 -0.0250 1.0000 0.1234
-3.250 -0.4993 0.04764 0.03863 -0.0242 1.0000 0.1240
-3.000 -0.4796 0.04571 0.03627 -0.0232 1.0000 0.1293
-2.750 -0.4578 0.04389 0.03373 -0.0221 1.0000 0.1341
-2.500 -0.4380 0.04220 0.03199 -0.0212 1.0000 0.1405
-2.250 -0.4169 0.04097 0.03043 -0.0202 1.0000 0.1523
-2.000 -0.3957 0.03990 0.02922 -0.0193 1.0000 0.1677
-1.750 -0.3742 0.03903 0.02829 -0.0183 1.0000 0.1936
-1.500 -0.3509 0.03824 0.02764 -0.0177 1.0000 0.2301
-1.250 -0.3266 0.03744 0.02718 -0.0172 1.0000 0.2962
-1.000 -0.2591 0.03558 0.02819 -0.0212 1.0000 1.0000
-0.750 -0.2428 0.03597 0.02806 -0.0203 1.0000 1.0000
-0.500 -0.2264 0.03642 0.02808 -0.0196 1.0000 1.0000
-0.250 -0.2097 0.03694 0.02823 -0.0189 1.0000 1.0000
0.000 -0.1928 0.03750 0.02847 -0.0183 1.0000 1.0000
0.250 -0.1757 0.03811 0.02879 -0.0178 1.0000 1.0000
0.500 -0.1586 0.03877 0.02917 -0.0173 1.0000 1.0000
0.750 -0.1413 0.03948 0.02963 -0.0169 1.0000 1.0000
1.000 -0.1239 0.04024 0.03016 -0.0166 1.0000 1.0000
1.250 -0.1066 0.04103 0.03073 -0.0163 1.0000 1.0000
1.500 -0.0893 0.04187 0.03138 -0.0160 1.0000 1.0000
1.750 -0.0719 0.04274 0.03208 -0.0158 1.0000 1.0000
2.000 -0.0545 0.04366 0.03284 -0.0156 1.0000 1.0000
2.250 -0.0373 0.04462 0.03366 -0.0155 1.0000 1.0000
2.500 -0.0201 0.04562 0.03451 -0.0154 1.0000 1.0000
2.750 -0.0031 0.04666 0.03544 -0.0154 1.0000 1.0000
3.000 0.0139 0.04774 0.03641 -0.0153 1.0000 1.0000
3.250 0.0485 0.05009 0.03863 -0.0189 0.9917 1.0000
3.750 0.1159 0.05477 0.04311 -0.0256 0.9681 1.0000
4.000 0.1452 0.05676 0.04504 -0.0280 0.9550 1.0000
4.250 0.1723 0.05863 0.04686 -0.0299 0.9415 1.0000
4.500 0.1976 0.06044 0.04864 -0.0316 0.9280 1.0000
4.750 0.2219 0.06227 0.05044 -0.0330 0.9151 1.0000
5.000 0.2501 0.06466 0.05281 -0.0350 0.9048 1.0000
5.250 0.2801 0.06710 0.05525 -0.0373 0.8920 1.0000
5.500 0.2982 0.06836 0.05652 -0.0376 0.8780 1.0000
5.750 0.3153 0.06975 0.05794 -0.0378 0.8649 1.0000
6.000 0.3330 0.07141 0.05963 -0.0381 0.8530 1.0000
6.250 0.3563 0.07374 0.06199 -0.0394 0.8434 1.0000
6.500 0.3842 0.07631 0.06461 -0.0412 0.8320 1.0000
6.750 0.3965 0.07755 0.06592 -0.0408 0.8193 1.0000
7.000 0.4086 0.07906 0.06748 -0.0405 0.8082 1.0000
7.250 0.4265 0.08125 0.06973 -0.0411 0.7989 1.0000
7.500 0.4558 0.08427 0.07284 -0.0433 0.7889 1.0000
7.750 0.4619 0.08533 0.07396 -0.0422 0.7772 1.0000
8.000 0.4728 0.08715 0.07588 -0.0420 0.7675 1.0000
8.250 0.5043 0.09077 0.07962 -0.0446 0.7590 1.0000
8.500 0.5101 0.09189 0.08084 -0.0437 0.7470 1.0000
8.750 0.5169 0.09363 0.08267 -0.0432 0.7374 1.0000
9.000 0.5436 0.09706 0.08625 -0.0452 0.7288 1.0000
9.250 0.5548 0.09880 0.08811 -0.0451 0.7166 1.0000
9.500 0.5589 0.10053 0.08994 -0.0445 0.7064 1.0000
9.750 0.5748 0.10326 0.09280 -0.0453 0.6970 1.0000
10.000 0.6005 0.10657 0.09628 -0.0470 0.6853 1.0000
10.250 0.6144 0.10880 0.09869 -0.0474 0.6720 1.0000
10.500 0.6170 0.11047 0.10046 -0.0469 0.6600 1.0000
10.750 0.6254 0.11279 0.10293 -0.0470 0.6479 1.0000
11.000 0.6483 0.11549 0.10582 -0.0480 0.6307 1.0000
11.250 0.7298 0.10975 0.10046 -0.0455 0.5411 1.0000
11.500 0.7673 0.10914 0.10014 -0.0448 0.5127 1.0000
11.750 0.8121 0.10741 0.09878 -0.0437 0.4839 1.0000
12.000 0.8474 0.10446 0.09618 -0.0411 0.4512 1.0000
12.250 1.0410 0.06113 0.05238 -0.0171 0.2178 1.0000
12.500 1.0336 0.06437 0.05485 -0.0146 0.1748 1.0000
12.750 1.0436 0.06627 0.05635 -0.0124 0.1465 1.0000
13.000 1.1032 0.06528 0.05505 -0.0103 0.1194 1.0000
13.250 1.1763 0.06612 0.05605 -0.0104 0.1035 1.0000
13.500 1.2356 0.06930 0.05937 -0.0113 0.0937 1.0000
13.750 1.2381 0.07280 0.06333 -0.0099 0.0921 1.0000
14.000 1.2391 0.07680 0.06774 -0.0086 0.0913 1.0000
14.250 1.2332 0.08104 0.07236 -0.0073 0.0911 1.0000
14.500 1.2211 0.08542 0.07707 -0.0061 0.0912 1.0000
14.750 1.2028 0.09020 0.08216 -0.0052 0.0914 1.0000
15.000 1.1835 0.09521 0.08743 -0.0048 0.0919 1.0000
15.250 1.1582 0.10067 0.09315 -0.0049 0.0921 1.0000
15.500 1.1388 0.10640 0.09908 -0.0056 0.0931 1.0000
15.750 1.1177 0.11265 0.10550 -0.0068 0.0938 1.0000
16.000 1.0988 0.11920 0.11219 -0.0085 0.0945 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 81-K-144/17 (ah81k144-il)