AH 82-150 F (ah82150f-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 82-150 F (ah82150f-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 19.44 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah82150f-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-ah82150f-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.3029 0.12218 0.11553 -0.0833 0.9538 0.0563
-10.750 -0.2988 0.11934 0.11268 -0.0819 0.9520 0.0548
-10.500 -0.3005 0.11622 0.10959 -0.0818 0.9500 0.0536
-10.250 -0.3034 0.11267 0.10607 -0.0825 0.9479 0.0524
-10.000 -0.3064 0.10893 0.10236 -0.0838 0.9459 0.0514
-9.750 -0.3109 0.10487 0.09834 -0.0855 0.9440 0.0507
-9.500 -0.3168 0.10072 0.09422 -0.0875 0.9424 0.0503
-9.250 -0.3355 0.09778 0.09136 -0.0863 0.9398 0.0498
-9.000 -0.3554 0.09389 0.08753 -0.0867 0.9368 0.0486
-8.750 -0.3772 0.09009 0.08375 -0.0866 0.9337 0.0478
-8.250 -0.4576 0.08313 0.07648 -0.0806 0.9273 0.0439
-8.000 -0.4745 0.08079 0.07408 -0.0765 0.9243 0.0438
-7.750 -0.4885 0.07815 0.07133 -0.0731 0.9218 0.0437
-7.500 -0.5000 0.07511 0.06807 -0.0701 0.9192 0.0438
-7.000 -0.4994 0.06927 0.06204 -0.0669 0.9152 0.0459
-6.750 -0.5034 0.06723 0.05988 -0.0636 0.9128 0.0471
-6.500 -0.5057 0.06498 0.05743 -0.0605 0.9100 0.0486
-6.250 -0.5042 0.06220 0.05433 -0.0579 0.9074 0.0495
-6.000 -0.4979 0.05918 0.05090 -0.0559 0.9051 0.0500
-5.750 -0.4861 0.05612 0.04736 -0.0544 0.9029 0.0506
-5.250 -0.4606 0.05116 0.04142 -0.0506 0.8983 0.0533
-5.000 -0.4459 0.04930 0.03885 -0.0485 0.8956 0.0564
-4.750 -0.4275 0.04737 0.03673 -0.0476 0.8931 0.0599
-4.500 -0.4039 0.04576 0.03481 -0.0472 0.8907 0.0625
-4.250 -0.3768 0.04434 0.03298 -0.0470 0.8887 0.0675
-4.000 -0.3509 0.04322 0.03163 -0.0469 0.8865 0.0739
-3.750 -0.3331 0.04230 0.03057 -0.0452 0.8832 0.0786
-3.500 -0.3087 0.04155 0.02954 -0.0443 0.8803 0.0847
-3.250 -0.2828 0.04096 0.02887 -0.0442 0.8776 0.0952
-3.000 -0.2542 0.04037 0.02818 -0.0444 0.8750 0.1054
-2.750 -0.2313 0.03989 0.02762 -0.0438 0.8721 0.1191
-2.500 -0.2170 0.03938 0.02713 -0.0418 0.8679 0.1393
-2.250 -0.1987 0.03868 0.02668 -0.0407 0.8642 0.1759
-2.000 0.0658 0.04051 0.03051 -0.0784 0.8750 1.0000
-1.750 0.0747 0.04067 0.03046 -0.0760 0.8702 1.0000
-1.500 0.0840 0.04083 0.03043 -0.0737 0.8651 1.0000
-1.250 0.1051 0.04106 0.03043 -0.0733 0.8612 1.0000
-1.000 0.1142 0.04128 0.03049 -0.0709 0.8559 1.0000
-0.750 0.1261 0.04150 0.03053 -0.0689 0.8503 1.0000
-0.500 0.1502 0.04180 0.03063 -0.0690 0.8464 1.0000
-0.250 0.1541 0.04203 0.03076 -0.0655 0.8396 1.0000
0.000 0.1731 0.04231 0.03090 -0.0647 0.8344 1.0000
0.250 0.1886 0.04262 0.03108 -0.0633 0.8289 1.0000
0.500 0.1996 0.04288 0.03123 -0.0610 0.8222 1.0000
0.750 0.2270 0.04322 0.03144 -0.0616 0.8180 1.0000
1.000 0.2285 0.04347 0.03163 -0.0577 0.8094 1.0000
1.250 0.2544 0.04379 0.03185 -0.0579 0.8047 1.0000
1.500 0.2581 0.04406 0.03207 -0.0545 0.7961 1.0000
1.750 0.2831 0.04436 0.03229 -0.0545 0.7911 1.0000
2.250 0.3129 0.04492 0.03276 -0.0512 0.7771 1.0000
2.500 0.3169 0.04519 0.03302 -0.0478 0.7678 1.0000
2.750 0.3435 0.04544 0.03322 -0.0479 0.7628 1.0000
3.000 0.3465 0.04570 0.03348 -0.0444 0.7530 1.0000
3.250 0.3754 0.04589 0.03365 -0.0448 0.7484 1.0000
3.500 0.3771 0.04615 0.03391 -0.0412 0.7379 1.0000
3.750 0.3878 0.04640 0.03418 -0.0389 0.7296 1.0000
4.000 0.4089 0.04655 0.03434 -0.0381 0.7230 1.0000
4.250 0.4150 0.04682 0.03463 -0.0352 0.7131 1.0000
4.500 0.4426 0.04688 0.03471 -0.0352 0.7081 1.0000
4.750 0.4470 0.04719 0.03508 -0.0322 0.6974 1.0000
5.000 0.4578 0.04748 0.03540 -0.0301 0.6879 1.0000
5.250 0.4836 0.04754 0.03551 -0.0299 0.6821 1.0000
5.500 0.4923 0.04795 0.03597 -0.0277 0.6714 1.0000
5.750 0.5077 0.04829 0.03637 -0.0264 0.6625 1.0000
6.000 0.5327 0.04836 0.03656 -0.0262 0.6557 1.0000
6.250 0.5444 0.04891 0.03719 -0.0246 0.6452 1.0000
6.500 0.5653 0.04916 0.03754 -0.0241 0.6371 1.0000
6.750 0.5871 0.04941 0.03791 -0.0236 0.6290 1.0000
7.000 0.6012 0.05002 0.03862 -0.0225 0.6185 1.0000
7.250 0.6327 0.04985 0.03864 -0.0229 0.6133 1.0000
7.500 0.6447 0.05064 0.03956 -0.0216 0.6019 1.0000
7.750 0.6608 0.05128 0.04035 -0.0208 0.5917 1.0000
8.000 0.6912 0.05109 0.04036 -0.0210 0.5858 1.0000
8.250 0.7039 0.05199 0.04142 -0.0199 0.5744 1.0000
8.500 0.7216 0.05262 0.04227 -0.0192 0.5646 1.0000
8.750 0.7509 0.05241 0.04230 -0.0192 0.5580 1.0000
9.000 0.7641 0.05337 0.04347 -0.0182 0.5464 1.0000
9.500 0.8124 0.05352 0.04415 -0.0173 0.5297 1.0000
10.000 0.8439 0.05501 0.04621 -0.0154 0.5067 1.0000
10.500 0.9092 0.04686 0.03844 -0.0082 0.4237 1.0000
10.750 0.9108 0.04684 0.03792 -0.0041 0.3301 1.0000
11.000 0.9005 0.04917 0.03930 -0.0008 0.2034 1.0000
11.250 0.8809 0.05333 0.04257 0.0016 0.1111 1.0000
11.500 0.8700 0.05716 0.04598 0.0030 0.0740 1.0000
11.750 0.8651 0.06055 0.04926 0.0040 0.0602 1.0000
12.000 0.8641 0.06363 0.05241 0.0048 0.0531 1.0000
12.250 0.8625 0.06683 0.05574 0.0053 0.0490 1.0000
12.500 0.8631 0.06984 0.05886 0.0059 0.0462 1.0000
12.750 0.8661 0.07259 0.06179 0.0063 0.0435 1.0000
13.000 0.8696 0.07529 0.06461 0.0067 0.0406 1.0000
13.250 0.8720 0.07810 0.06745 0.0070 0.0378 1.0000
13.500 0.8816 0.08008 0.06959 0.0077 0.0357 1.0000
13.750 0.8958 0.08157 0.07130 0.0086 0.0338 1.0000
14.000 0.9174 0.08234 0.07230 0.0099 0.0323 1.0000
14.250 0.9466 0.08274 0.07296 0.0114 0.0309 1.0000
14.500 0.9727 0.08403 0.07450 0.0124 0.0300 1.0000
14.750 0.9889 0.08648 0.07726 0.0128 0.0291 1.0000
15.000 0.9984 0.08962 0.08061 0.0129 0.0282 1.0000
15.250 1.0053 0.09343 0.08462 0.0127 0.0275 1.0000
15.500 0.9981 0.09787 0.08933 0.0121 0.0272 1.0000
15.750 0.9870 0.10277 0.09454 0.0109 0.0270 1.0000
16.000 0.9755 0.10795 0.10000 0.0093 0.0269 1.0000
16.250 0.9635 0.11347 0.10577 0.0073 0.0269 1.0000
16.500 0.9496 0.11955 0.11208 0.0045 0.0269 1.0000
16.750 0.9357 0.12595 0.11867 0.0013 0.0269 1.0000
17.000 0.9223 0.13269 0.12558 -0.0024 0.0270 1.0000
17.250 0.9100 0.13963 0.13265 -0.0063 0.0272 1.0000
17.500 0.8973 0.14707 0.14020 -0.0108 0.0274 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 82-150 F (ah82150f-il)