AH 83-150 Q (ah83150q-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 83-150 Q (ah83150q-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 39.62 at α=11° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah83150q-il-100000.txt Download as CSV file: xf-ah83150q-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: AH 83-150 Q
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.1685 0.10995 0.10538 -0.0783 0.9201 0.0846
-10.500 -0.1816 0.10793 0.10341 -0.0841 0.9124 0.0869
-10.250 -0.1977 0.10548 0.10099 -0.0904 0.9057 0.0874
-10.000 -0.1548 0.10005 0.09549 -0.0841 0.9031 0.0912
-9.750 -0.1456 0.09720 0.09264 -0.0849 0.8979 0.0954
-9.500 -0.1487 0.09444 0.08990 -0.0879 0.8924 0.0997
-9.250 -0.1728 0.09166 0.08718 -0.0960 0.8859 0.1017
-9.000 -0.1488 0.08753 0.08305 -0.0928 0.8826 0.1050
-8.750 -0.1353 0.08509 0.08060 -0.0922 0.8786 0.1093
-8.500 -0.1433 0.08199 0.07752 -0.0956 0.8742 0.1145
-8.250 -0.1752 0.07905 0.07459 -0.1022 0.8675 0.1164
-8.000 -0.2148 0.07845 0.07378 -0.1037 0.8611 0.1173
-7.750 -0.1505 0.07285 0.06844 -0.1007 0.8603 0.1255
-7.500 -0.1713 0.07096 0.06648 -0.1023 0.8555 0.1302
-7.250 -0.1953 0.06866 0.06405 -0.1034 0.8502 0.1345
-7.000 -0.1702 0.06602 0.06152 -0.1020 0.8473 0.1409
-6.750 -0.1913 0.06432 0.05954 -0.1020 0.8430 0.1501
-6.500 -0.1730 0.06201 0.05739 -0.1008 0.8395 0.1566
-6.250 -0.1832 0.06060 0.05585 -0.0996 0.8347 0.1674
-4.250 -0.1503 0.04571 0.03882 -0.0827 0.8038 0.1070
-4.000 -0.1237 0.04237 0.03460 -0.0802 0.8008 0.0674
-3.750 -0.0934 0.04064 0.03225 -0.0794 0.7984 0.0587
-3.500 -0.0577 0.03894 0.03020 -0.0801 0.7964 0.0585
-3.250 -0.0836 0.03979 0.03106 -0.0730 0.7910 0.0577
-3.000 -0.0751 0.03948 0.03060 -0.0704 0.7875 0.0574
-2.750 -0.0478 0.03866 0.02954 -0.0700 0.7843 0.0586
-2.500 -0.0050 0.03734 0.02807 -0.0715 0.7816 0.0584
-2.250 0.0005 0.03743 0.02810 -0.0684 0.7778 0.0590
-2.000 0.3919 0.02992 0.02323 -0.1138 0.7841 1.0000
-1.750 0.4115 0.03008 0.02319 -0.1128 0.7810 1.0000
-1.500 0.4011 0.03174 0.02485 -0.1091 0.7743 1.0000
-1.250 0.4072 0.03250 0.02551 -0.1067 0.7693 1.0000
-1.000 0.4296 0.03265 0.02551 -0.1060 0.7660 1.0000
-0.750 0.4022 0.03466 0.02754 -0.0995 0.7584 1.0000
-0.500 0.4060 0.03543 0.02824 -0.0966 0.7532 1.0000
-0.250 0.4365 0.03547 0.02813 -0.0970 0.7501 1.0000
0.000 0.3707 0.03789 0.03065 -0.0846 0.7406 1.0000
0.250 0.3923 0.03826 0.03091 -0.0840 0.7362 1.0000
0.500 0.4441 0.03806 0.03054 -0.0874 0.7335 1.0000
0.750 0.3557 0.04032 0.03292 -0.0715 0.7228 1.0000
1.000 0.3948 0.04045 0.03292 -0.0732 0.7189 1.0000
1.250 0.3519 0.04182 0.03431 -0.0639 0.7102 1.0000
1.500 0.3698 0.04221 0.03462 -0.0626 0.7047 1.0000
1.750 0.4012 0.04251 0.03483 -0.0630 0.7000 1.0000
2.000 0.3639 0.04360 0.03593 -0.0547 0.6906 1.0000
2.250 0.4077 0.04366 0.03588 -0.0565 0.6866 1.0000
2.500 0.3686 0.04477 0.03701 -0.0481 0.6763 1.0000
2.750 0.4033 0.04491 0.03706 -0.0487 0.6716 1.0000
3.000 0.3814 0.04586 0.03801 -0.0428 0.6617 1.0000
3.250 0.4122 0.04604 0.03811 -0.0429 0.6565 1.0000
3.500 0.4085 0.04703 0.03908 -0.0398 0.6469 1.0000
3.750 0.4395 0.04725 0.03925 -0.0401 0.6413 1.0000
4.000 0.4455 0.04829 0.04028 -0.0385 0.6320 1.0000
4.250 0.4757 0.04858 0.04053 -0.0388 0.6262 1.0000
4.500 0.5202 0.04842 0.04035 -0.0402 0.6230 1.0000
4.750 0.5168 0.04987 0.04180 -0.0383 0.6111 1.0000
5.000 0.5589 0.04969 0.04162 -0.0394 0.6077 1.0000
5.250 0.5593 0.05120 0.04315 -0.0380 0.5961 1.0000
5.500 0.6019 0.05086 0.04282 -0.0390 0.5928 1.0000
5.750 0.6042 0.05240 0.04439 -0.0379 0.5811 1.0000
6.000 0.6467 0.05194 0.04394 -0.0388 0.5781 1.0000
6.250 0.6498 0.05353 0.04556 -0.0378 0.5662 1.0000
6.500 0.6940 0.05278 0.04487 -0.0387 0.5635 1.0000
6.750 0.6963 0.05452 0.04664 -0.0378 0.5512 1.0000
7.000 0.7422 0.05345 0.04563 -0.0385 0.5490 1.0000
7.250 0.7437 0.05530 0.04753 -0.0376 0.5363 1.0000
7.500 0.7506 0.05693 0.04923 -0.0370 0.5248 1.0000
7.750 0.7939 0.05564 0.04802 -0.0374 0.5214 1.0000
8.000 0.8011 0.05719 0.04962 -0.0367 0.5094 1.0000
8.250 0.8489 0.05517 0.04772 -0.0370 0.5065 1.0000
8.500 0.9033 0.05223 0.04490 -0.0372 0.5048 1.0000
9.000 0.9209 0.05455 0.04738 -0.0355 0.4798 1.0000
9.250 0.9739 0.05125 0.04423 -0.0354 0.4779 1.0000
9.500 1.0285 0.04752 0.04068 -0.0353 0.4768 1.0000
9.750 1.0908 0.04308 0.03643 -0.0355 0.4763 1.0000
10.000 1.1028 0.04372 0.03718 -0.0345 0.4637 1.0000
10.250 1.1892 0.03729 0.03097 -0.0356 0.4622 1.0000
10.500 1.2203 0.03615 0.02996 -0.0351 0.4491 1.0000
10.750 1.2637 0.03409 0.02797 -0.0351 0.4339 1.0000
11.000 1.2988 0.03278 0.02664 -0.0347 0.4142 1.0000
11.250 1.3032 0.03382 0.02770 -0.0329 0.3928 1.0000
11.500 1.3196 0.03403 0.02779 -0.0316 0.3692 1.0000
11.750 1.3179 0.03574 0.02948 -0.0298 0.3467 1.0000
12.000 1.3246 0.03691 0.03051 -0.0283 0.3238 1.0000
12.250 1.3220 0.03895 0.03250 -0.0267 0.3024 1.0000
12.500 1.3255 0.04057 0.03397 -0.0254 0.2816 1.0000
12.750 1.3250 0.04266 0.03601 -0.0241 0.2625 1.0000
13.000 1.3241 0.04485 0.03817 -0.0229 0.2446 1.0000
13.250 1.3245 0.04702 0.04029 -0.0219 0.2280 1.0000
13.500 1.3249 0.04926 0.04247 -0.0210 0.2124 1.0000
13.750 1.3263 0.05153 0.04469 -0.0202 0.1976 1.0000
14.000 1.3273 0.05391 0.04704 -0.0195 0.1834 1.0000
14.250 1.3282 0.05638 0.04948 -0.0189 0.1699 1.0000
14.500 1.3303 0.05886 0.05193 -0.0183 0.1571 1.0000
14.750 1.3349 0.06122 0.05426 -0.0177 0.1452 1.0000
15.000 1.3435 0.06327 0.05626 -0.0172 0.1344 1.0000
15.250 1.3516 0.06540 0.05835 -0.0168 0.1249 1.0000
15.500 1.3538 0.06830 0.06145 -0.0165 0.1176 1.0000
15.750 1.3775 0.06937 0.06236 -0.0160 0.1095 1.0000
16.000 1.3727 0.07294 0.06628 -0.0159 0.1054 1.0000
16.250 1.3830 0.07508 0.06846 -0.0157 0.1000 1.0000
16.500 1.3932 0.07764 0.07113 -0.0155 0.0954 1.0000
16.750 1.3855 0.08169 0.07550 -0.0158 0.0926 1.0000
17.000 1.3830 0.08520 0.07922 -0.0162 0.0893 1.0000
17.250 1.3954 0.08723 0.08117 -0.0162 0.0841 1.0000
17.500 1.3761 0.09257 0.08686 -0.0174 0.0823 1.0000
17.750 1.3597 0.09780 0.09236 -0.0189 0.0799 1.0000
18.000 1.3742 0.09862 0.09293 -0.0192 0.0731 1.0000
18.250 1.3512 0.10498 0.09964 -0.0214 0.0719 1.0000
18.500 1.3288 0.11172 0.10668 -0.0242 0.0704 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 83-150 Q (ah83150q-il)