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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 82-150 A (ah82150a-il)