Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

AH 82-150 A (ah82150a-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: AH 82-150 A (ah82150a-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 17.79 at α=13°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-ah82150a-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-ah82150a-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: AH 82-150 A                                     
  
 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  -0.4477   0.11886   0.11338  -0.0167   1.0000   0.3162
  -8.250  -0.4553   0.11701   0.11158  -0.0141   1.0000   0.3313
  -8.000  -0.4601   0.11498   0.10960  -0.0115   1.0000   0.3462
  -7.750  -0.4688   0.11314   0.10782  -0.0087   1.0000   0.3613
  -7.500  -0.4443   0.10908   0.10373  -0.0066   1.0000   0.3806
  -7.250  -0.4431   0.10695   0.10162  -0.0040   1.0000   0.3991
  -7.000  -0.4657   0.10626   0.10104  -0.0001   1.0000   0.4203
  -6.750  -0.4509   0.10359   0.09835   0.0026   1.0000   0.4485
  -6.500  -0.4507   0.10199   0.09678   0.0063   1.0000   0.4793
  -5.000  -0.6143   0.05809   0.05086  -0.0285   1.0000   0.1522
  -4.750  -0.5916   0.05353   0.04536  -0.0294   1.0000   0.1387
  -4.500  -0.5720   0.05024   0.04175  -0.0293   1.0000   0.1373
  -4.250  -0.5498   0.04763   0.03850  -0.0293   1.0000   0.1384
  -4.000  -0.5269   0.04524   0.03561  -0.0291   1.0000   0.1388
  -3.750  -0.5040   0.04299   0.03298  -0.0287   1.0000   0.1394
  -3.500  -0.4834   0.04117   0.03115  -0.0282   1.0000   0.1445
  -3.250  -0.4607   0.03993   0.02952  -0.0277   1.0000   0.1517
  -3.000  -0.4386   0.03858   0.02799  -0.0269   1.0000   0.1564
  -2.750  -0.4174   0.03764   0.02693  -0.0257   1.0000   0.1636
  -2.500  -0.3975   0.03695   0.02624  -0.0244   1.0000   0.1767
  -2.250  -0.3780   0.03637   0.02568  -0.0227   1.0000   0.1905
  -2.000  -0.3591   0.03584   0.02519  -0.0210   1.0000   0.2085
  -1.750  -0.3391   0.03508   0.02474  -0.0202   1.0000   0.2489
  -1.500  -0.1961   0.03987   0.03168  -0.0227   1.0000   1.0000
  -1.250  -0.1912   0.03977   0.03137  -0.0206   1.0000   1.0000
  -1.000  -0.1864   0.03969   0.03109  -0.0184   1.0000   1.0000
  -0.750  -0.1815   0.03961   0.03081  -0.0162   1.0000   1.0000
  -0.500  -0.1768   0.03954   0.03057  -0.0140   1.0000   1.0000
  -0.250  -0.1721   0.03946   0.03034  -0.0119   1.0000   1.0000
   0.000  -0.1675   0.03940   0.03014  -0.0097   1.0000   1.0000
   0.250  -0.1628   0.03933   0.02994  -0.0075   1.0000   1.0000
   0.500  -0.1580   0.03927   0.02976  -0.0054   1.0000   1.0000
   0.750  -0.1530   0.03922   0.02958  -0.0034   1.0000   1.0000
   1.000  -0.1475   0.03921   0.02946  -0.0015   1.0000   1.0000
   1.250  -0.1401   0.03929   0.02943   0.0001   1.0000   1.0000
   1.500  -0.1304   0.03953   0.02956   0.0011   1.0000   1.0000
   1.750  -0.1181   0.03992   0.02985   0.0017   1.0000   1.0000
   2.000  -0.1038   0.04047   0.03027   0.0018   1.0000   1.0000
   2.250  -0.0881   0.04114   0.03085   0.0016   1.0000   1.0000
   2.500  -0.0714   0.04194   0.03155   0.0011   1.0000   1.0000
   2.750  -0.0539   0.04284   0.03237   0.0005   1.0000   1.0000
   3.000  -0.0360   0.04383   0.03328  -0.0003   1.0000   1.0000
   3.250  -0.0175   0.04491   0.03429  -0.0011   0.9999   1.0000
   3.500   0.0189   0.04732   0.03661  -0.0056   0.9910   1.0000
   3.750   0.0543   0.04972   0.03894  -0.0098   0.9799   1.0000
   4.000   0.0881   0.05202   0.04119  -0.0137   0.9673   1.0000
   4.250   0.1218   0.05445   0.04358  -0.0175   0.9550   1.0000
   4.500   0.1562   0.05699   0.04609  -0.0213   0.9420   1.0000
   4.750   0.1875   0.05926   0.04835  -0.0245   0.9280   1.0000
   5.000   0.2143   0.06110   0.05020  -0.0268   0.9140   1.0000
   5.250   0.2395   0.06290   0.05202  -0.0288   0.8998   1.0000
   5.500   0.2623   0.06458   0.05373  -0.0305   0.8861   1.0000
   5.750   0.2846   0.06634   0.05553  -0.0320   0.8723   1.0000
   6.000   0.3049   0.06807   0.05730  -0.0333   0.8593   1.0000
   6.250   0.3254   0.06992   0.05919  -0.0346   0.8465   1.0000
   6.500   0.3461   0.07193   0.06128  -0.0360   0.8346   1.0000
   6.750   0.3700   0.07425   0.06365  -0.0378   0.8231   1.0000
   7.000   0.4000   0.07706   0.06654  -0.0405   0.8112   1.0000
   7.250   0.4232   0.07924   0.06881  -0.0421   0.7976   1.0000
   7.500   0.4355   0.08072   0.07039  -0.0423   0.7846   1.0000
   7.750   0.4488   0.08254   0.07230  -0.0427   0.7725   1.0000
   8.000   0.4646   0.08469   0.07453  -0.0436   0.7612   1.0000
   8.250   0.4852   0.08723   0.07718  -0.0450   0.7502   1.0000
   8.500   0.5110   0.09008   0.08016  -0.0470   0.7381   1.0000
   8.750   0.5343   0.09268   0.08291  -0.0486   0.7244   1.0000
   9.000   0.5468   0.09462   0.08498  -0.0490   0.7113   1.0000
   9.250   0.5572   0.09665   0.08712  -0.0493   0.6984   1.0000
   9.500   0.5684   0.09892   0.08952  -0.0498   0.6859   1.0000
   9.750   0.5835   0.10138   0.09212  -0.0506   0.6722   1.0000
  10.000   0.5982   0.10391   0.09482  -0.0514   0.6585   1.0000
  10.250   0.6298   0.10669   0.09780  -0.0531   0.6379   1.0000
  10.500   0.7386   0.09891   0.09050  -0.0505   0.5383   1.0000
  10.750   0.7457   0.10096   0.09271  -0.0502   0.5211   1.0000
  11.000   0.7683   0.10200   0.09399  -0.0500   0.5007   1.0000
  11.250   0.8012   0.10194   0.09422  -0.0494   0.4783   1.0000
  11.500   0.8579   0.09856   0.09136  -0.0476   0.4524   1.0000
  11.750   1.0016   0.05958   0.05095  -0.0212   0.1561   1.0000
  12.000   0.9936   0.06345   0.05435  -0.0198   0.1295   1.0000
  12.250   1.0015   0.06578   0.05640  -0.0181   0.1123   1.0000
  12.500   1.0304   0.06651   0.05703  -0.0161   0.0974   1.0000
  13.000   1.2293   0.06911   0.05978  -0.0175   0.0756   1.0000
  13.250   1.2306   0.07261   0.06372  -0.0162   0.0750   1.0000
  13.500   1.2262   0.07637   0.06788  -0.0149   0.0745   1.0000
  13.750   1.2183   0.08039   0.07226  -0.0137   0.0743   1.0000
  14.000   1.2067   0.08465   0.07686  -0.0129   0.0742   1.0000
  14.250   1.1920   0.08926   0.08176  -0.0123   0.0743   1.0000
  14.500   1.1757   0.09417   0.08695  -0.0123   0.0745   1.0000
  14.750   1.1589   0.09940   0.09243  -0.0127   0.0748   1.0000
  15.000   1.1431   0.10500   0.09824  -0.0136   0.0753   1.0000
  15.250   1.1281   0.11093   0.10434  -0.0149   0.0757   1.0000
  15.500   1.0175   0.12586   0.11983  -0.0253   0.0834   1.0000
  15.750   0.9909   0.13571   0.12976  -0.0309   0.0858   1.0000
  16.000   0.9779   0.14411   0.13818  -0.0353   0.0873   1.0000
  16.250   0.9777   0.15064   0.14472  -0.0378   0.0883   1.0000
  16.500   0.6873   0.16691   0.16157  -0.0467   0.1262   1.0000
  16.750   0.6551   0.18446   0.17913  -0.0571   0.2232   1.0000
<< Back to AH 82-150 A (ah82150a-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to AH 82-150 A (ah82150a-il)