AH 83-150 Q (ah83150q-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 83-150 Q (ah83150q-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.68 at α=11.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah83150q-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ah83150q-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.3607 0.13544 0.13008 -0.0259 1.0000 0.1893
-9.750 -0.3839 0.13536 0.13009 -0.0252 1.0000 0.1946
-9.500 -0.4176 0.13611 0.13097 -0.0251 1.0000 0.1960
-9.250 -0.3839 0.13053 0.12534 -0.0217 1.0000 0.2053
-9.000 -0.4115 0.13042 0.12534 -0.0211 1.0000 0.2110
-8.750 -0.4026 0.12695 0.12190 -0.0191 1.0000 0.2172
-8.500 -0.4178 0.12577 0.12078 -0.0187 0.9991 0.2264
-8.250 -0.4013 0.12197 0.11696 -0.0189 0.9964 0.2370
-8.000 -0.4357 0.12168 0.11680 -0.0196 0.9947 0.2438
-7.750 -0.4188 0.11806 0.11317 -0.0190 0.9920 0.2586
-7.500 -0.4123 0.11518 0.11032 -0.0184 0.9896 0.2736
-7.250 -0.4130 0.11275 0.10793 -0.0173 0.9878 0.2893
-7.000 -0.4103 0.11032 0.10553 -0.0162 0.9862 0.3039
-6.750 -0.4169 0.10845 0.10371 -0.0139 0.9850 0.3203
-6.500 -0.4224 0.10653 0.10186 -0.0115 0.9839 0.3362
-6.250 -0.4373 0.10514 0.10054 -0.0080 0.9837 0.3542
-6.000 -0.4275 0.10260 0.09803 -0.0051 0.9828 0.3810
-5.750 -0.4425 0.10144 0.09694 -0.0007 0.9836 0.4023
-5.500 -0.4689 0.10072 0.09631 0.0049 0.9862 0.4206
-5.250 -0.5199 0.10045 0.09619 0.0145 0.9956 0.4210
-5.000 -0.3934 0.09518 0.09072 0.0093 0.9805 0.5303
-3.500 -0.3926 0.08513 0.08094 0.0351 1.0000 0.6976
-3.250 -0.4532 0.08279 0.07875 0.0403 1.0000 0.6537
-3.000 -0.5061 0.08123 0.07730 0.0477 1.0000 0.6457
-2.750 -0.4394 0.05358 0.04550 -0.0240 1.0000 0.1311
-2.500 -0.4124 0.05137 0.04254 -0.0239 1.0000 0.1166
-2.250 -0.3907 0.04896 0.03998 -0.0237 1.0000 0.1116
-2.000 -0.3659 0.04739 0.03784 -0.0233 1.0000 0.1048
-1.750 -0.3419 0.04641 0.03634 -0.0225 1.0000 0.1013
-1.500 -0.3198 0.04521 0.03494 -0.0220 1.0000 0.1001
-1.250 -0.2976 0.04441 0.03386 -0.0214 1.0000 0.1005
-1.000 -0.2760 0.04395 0.03316 -0.0207 1.0000 0.1017
-0.750 -0.2552 0.04326 0.03250 -0.0199 1.0000 0.1060
-0.500 -0.2352 0.04310 0.03230 -0.0186 1.0000 0.1106
-0.250 -0.2151 0.04312 0.03216 -0.0173 1.0000 0.1153
0.000 -0.1943 0.04304 0.03208 -0.0165 1.0000 0.1257
0.250 -0.1731 0.04307 0.03212 -0.0162 1.0000 0.1442
0.750 -0.1452 0.04084 0.03297 -0.0062 1.0000 1.0000
1.000 -0.1299 0.04148 0.03316 -0.0055 1.0000 1.0000
1.250 -0.1144 0.04222 0.03358 -0.0052 1.0000 1.0000
1.500 -0.0984 0.04303 0.03411 -0.0050 1.0000 1.0000
1.750 -0.0821 0.04392 0.03476 -0.0050 1.0000 1.0000
2.000 -0.0634 0.04501 0.03563 -0.0056 0.9990 1.0000
2.250 -0.0235 0.04770 0.03801 -0.0102 0.9882 1.0000
2.500 0.0148 0.05042 0.04048 -0.0145 0.9763 1.0000
2.750 0.0446 0.05225 0.04213 -0.0172 0.9610 1.0000
3.000 0.0747 0.05424 0.04397 -0.0199 0.9461 1.0000
3.250 0.1039 0.05628 0.04586 -0.0223 0.9316 1.0000
3.500 0.1330 0.05844 0.04789 -0.0247 0.9178 1.0000
3.750 0.1651 0.06098 0.05030 -0.0275 0.9043 1.0000
4.000 0.1926 0.06300 0.05224 -0.0294 0.8897 1.0000
4.250 0.2139 0.06449 0.05366 -0.0303 0.8749 1.0000
4.500 0.2343 0.06602 0.05513 -0.0311 0.8604 1.0000
4.750 0.2529 0.06755 0.05662 -0.0317 0.8465 1.0000
5.000 0.2717 0.06925 0.05829 -0.0323 0.8333 1.0000
5.250 0.2923 0.07122 0.06023 -0.0332 0.8213 1.0000
5.500 0.3248 0.07431 0.06328 -0.0359 0.8107 1.0000
5.750 0.3443 0.07603 0.06500 -0.0366 0.7969 1.0000
6.000 0.3558 0.07729 0.06627 -0.0363 0.7836 1.0000
6.250 0.3700 0.07902 0.06801 -0.0365 0.7714 1.0000
6.500 0.3917 0.08154 0.07054 -0.0377 0.7616 1.0000
6.750 0.4208 0.08438 0.07341 -0.0397 0.7495 1.0000
7.000 0.4279 0.08556 0.07462 -0.0391 0.7363 1.0000
7.250 0.4387 0.08744 0.07655 -0.0391 0.7255 1.0000
7.500 0.4664 0.09069 0.07984 -0.0411 0.7159 1.0000
7.750 0.4840 0.09272 0.08192 -0.0417 0.7027 1.0000
8.000 0.4881 0.09422 0.08347 -0.0412 0.6908 1.0000
8.250 0.5029 0.09674 0.08605 -0.0418 0.6810 1.0000
8.500 0.5369 0.10049 0.08989 -0.0442 0.6695 1.0000
8.750 0.5397 0.10173 0.09120 -0.0436 0.6563 1.0000
9.000 0.5446 0.10376 0.09330 -0.0435 0.6452 1.0000
9.250 0.5598 0.10650 0.09612 -0.0443 0.6342 1.0000
9.500 0.5839 0.10970 0.09941 -0.0457 0.6221 1.0000
9.750 0.6034 0.11242 0.10222 -0.0466 0.6077 1.0000
10.000 0.6202 0.11500 0.10493 -0.0473 0.5930 1.0000
10.250 0.6644 0.11262 0.10264 -0.0453 0.5352 1.0000
10.500 0.6627 0.11521 0.10531 -0.0454 0.5238 1.0000
10.750 0.6655 0.11919 0.10939 -0.0466 0.5231 1.0000
11.000 0.6706 0.12323 0.11357 -0.0480 0.5220 1.0000
11.250 0.6739 0.12684 0.11727 -0.0490 0.5168 1.0000
11.500 0.7809 0.11687 0.10752 -0.0434 0.4298 1.0000
11.750 0.7770 0.12049 0.11123 -0.0440 0.4186 1.0000
12.000 0.7792 0.12366 0.11450 -0.0445 0.4062 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 83-150 Q (ah83150q-il)