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

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
<< Back to AH 83-150 Q (ah83150q-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to AH 83-150 Q (ah83150q-il)