AH 82-150 F (ah82150f-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 82-150 F (ah82150f-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 17.6 at α=12.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah82150f-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ah82150f-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: AH 82-150 F
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 -0.5029 0.12799 0.12258 -0.0176 1.0000 0.2557
-8.250 -0.5016 0.12497 0.11954 -0.0155 1.0000 0.2696
-8.000 -0.5045 0.12221 0.11682 -0.0134 1.0000 0.2838
-7.750 -0.5115 0.11974 0.11440 -0.0111 1.0000 0.2985
-7.500 -0.5231 0.11744 0.11218 -0.0087 1.0000 0.3136
-7.250 -0.5043 0.11371 0.10842 -0.0060 1.0000 0.3356
-7.000 -0.5116 0.11138 0.10614 -0.0032 1.0000 0.3538
-6.750 -0.4303 0.10835 0.10357 -0.0027 1.0000 0.3743
-6.500 -0.4194 0.10548 0.10070 -0.0004 1.0000 0.3973
-6.250 -0.5149 0.10354 0.09841 0.0062 1.0000 0.4230
-6.000 -0.5116 0.10104 0.09594 0.0098 1.0000 0.4534
-4.250 -0.6172 0.05844 0.05095 -0.0132 1.0000 0.1522
-4.000 -0.5963 0.05410 0.04593 -0.0126 1.0000 0.1367
-3.750 -0.5761 0.05070 0.04196 -0.0118 1.0000 0.1320
-3.500 -0.5558 0.04816 0.03894 -0.0109 1.0000 0.1333
-3.250 -0.5336 0.04573 0.03598 -0.0099 1.0000 0.1332
-3.000 -0.5104 0.04359 0.03336 -0.0089 1.0000 0.1332
-2.750 -0.4876 0.04203 0.03132 -0.0079 1.0000 0.1389
-2.500 -0.4655 0.04052 0.02965 -0.0071 1.0000 0.1468
-2.250 -0.4418 0.03938 0.02818 -0.0060 1.0000 0.1533
-2.000 -0.4190 0.03841 0.02714 -0.0051 1.0000 0.1648
-1.750 -0.3955 0.03783 0.02649 -0.0040 1.0000 0.1819
-1.500 -0.2190 0.03946 0.03112 -0.0220 1.0000 1.0000
-1.250 -0.2089 0.03953 0.03082 -0.0198 1.0000 1.0000
-1.000 -0.1990 0.03964 0.03061 -0.0178 1.0000 1.0000
-0.750 -0.1893 0.03977 0.03048 -0.0157 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1795 0.03992 0.03039 -0.0137 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1698 0.04011 0.03035 -0.0118 1.0000 1.0000
0.000 -0.1602 0.04031 0.03033 -0.0098 1.0000 1.0000
0.250 -0.1506 0.04054 0.03038 -0.0079 1.0000 1.0000
0.500 -0.1410 0.04079 0.03046 -0.0060 1.0000 1.0000
0.750 -0.1314 0.04107 0.03059 -0.0042 1.0000 1.0000
1.000 -0.1219 0.04138 0.03075 -0.0024 1.0000 1.0000
1.250 -0.1123 0.04172 0.03096 -0.0006 1.0000 1.0000
1.500 -0.1026 0.04209 0.03118 0.0011 1.0000 1.0000
1.750 -0.0930 0.04249 0.03147 0.0027 1.0000 1.0000
2.000 -0.0830 0.04294 0.03182 0.0042 1.0000 1.0000
2.250 -0.0727 0.04345 0.03224 0.0056 1.0000 1.0000
2.500 -0.0618 0.04402 0.03272 0.0068 1.0000 1.0000
2.750 -0.0504 0.04466 0.03328 0.0078 1.0000 1.0000
3.000 -0.0386 0.04538 0.03390 0.0087 1.0000 1.0000
3.250 -0.0263 0.04616 0.03462 0.0094 1.0000 1.0000
3.500 -0.0084 0.04735 0.03575 0.0089 0.9978 1.0000
4.000 0.0573 0.05195 0.04021 0.0020 0.9743 1.0000
4.250 0.0861 0.05397 0.04220 -0.0006 0.9609 1.0000
4.500 0.1128 0.05586 0.04407 -0.0027 0.9473 1.0000
4.750 0.1378 0.05768 0.04588 -0.0046 0.9338 1.0000
5.000 0.1614 0.05943 0.04763 -0.0061 0.9204 1.0000
5.250 0.1837 0.06114 0.04935 -0.0073 0.9072 1.0000
5.500 0.2051 0.06286 0.05109 -0.0085 0.8946 1.0000
5.750 0.2266 0.06464 0.05291 -0.0096 0.8821 1.0000
6.000 0.2492 0.06662 0.05492 -0.0109 0.8705 1.0000
6.250 0.2756 0.06894 0.05728 -0.0128 0.8587 1.0000
6.500 0.2994 0.07095 0.05936 -0.0143 0.8457 1.0000
6.750 0.3132 0.07214 0.06063 -0.0142 0.8330 1.0000
7.000 0.3261 0.07349 0.06204 -0.0141 0.8212 1.0000
7.250 0.3407 0.07514 0.06377 -0.0143 0.8105 1.0000
7.500 0.3611 0.07735 0.06606 -0.0155 0.8011 1.0000
7.750 0.3869 0.07978 0.06859 -0.0172 0.7893 1.0000
8.000 0.4015 0.08131 0.07026 -0.0175 0.7772 1.0000
8.250 0.4067 0.08269 0.07173 -0.0168 0.7684 1.0000
8.500 0.4271 0.08516 0.07431 -0.0180 0.7600 1.0000
8.750 0.4507 0.08753 0.07681 -0.0195 0.7478 1.0000
9.000 0.4577 0.08895 0.07836 -0.0191 0.7374 1.0000
9.250 0.4667 0.09108 0.08061 -0.0193 0.7306 1.0000
9.500 0.4890 0.09368 0.08340 -0.0208 0.7201 1.0000
9.750 0.5645 0.08994 0.07995 -0.0213 0.6358 1.0000
10.000 0.5827 0.09153 0.08172 -0.0216 0.6212 1.0000
10.250 0.6018 0.09307 0.08350 -0.0219 0.6058 1.0000
10.500 0.6234 0.09452 0.08517 -0.0222 0.5896 1.0000
10.750 0.6636 0.09507 0.08603 -0.0231 0.5698 1.0000
11.000 0.6726 0.09681 0.08797 -0.0226 0.5531 1.0000
11.250 0.6890 0.09821 0.08961 -0.0223 0.5347 1.0000
11.500 0.7349 0.09759 0.08949 -0.0224 0.5125 1.0000
11.750 0.7430 0.09910 0.09124 -0.0215 0.4919 1.0000
12.000 0.8829 0.06180 0.05147 0.0077 0.1057 1.0000
12.250 0.8950 0.06351 0.05311 0.0094 0.0950 1.0000
12.500 0.9312 0.06357 0.05307 0.0110 0.0827 1.0000
12.750 1.1359 0.06454 0.05426 0.0036 0.0714 1.0000
13.000 1.1540 0.06820 0.05838 0.0044 0.0710 1.0000
13.250 1.1540 0.07163 0.06229 0.0064 0.0706 1.0000
13.500 1.1530 0.07534 0.06637 0.0081 0.0706 1.0000
13.750 1.1479 0.07914 0.07049 0.0098 0.0707 1.0000
14.000 1.1357 0.08307 0.07473 0.0117 0.0708 1.0000
14.250 1.1279 0.08750 0.07942 0.0129 0.0712 1.0000
14.500 1.1212 0.09234 0.08448 0.0137 0.0716 1.0000
14.750 1.0937 0.09569 0.08818 0.0152 0.0723 1.0000
15.000 1.0257 0.10100 0.09399 0.0154 0.0750 1.0000
15.250 0.9843 0.10832 0.10154 0.0132 0.0776 1.0000
15.500 0.9532 0.11601 0.10940 0.0101 0.0796 1.0000
15.750 0.9271 0.12416 0.11765 0.0061 0.0814 1.0000
16.000 0.9138 0.13144 0.12498 0.0029 0.0829 1.0000
16.250 0.9139 0.13745 0.13106 0.0009 0.0843 1.0000
16.500 0.8415 0.15968 0.15317 -0.0151 0.0954 1.0000
16.750 0.6124 0.15570 0.14977 -0.0141 0.1138 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 82-150 F (ah82150f-il)