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

Polar data table (+)

Polar graphs


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