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=5


Details Polar file
Airfoil: AH 83-150 Q (ah83150q-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 15.86 at α=12°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-ah83150q-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-ah83150q-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.000  -0.2006   0.11959   0.11317  -0.0669   0.9134   0.1106
 -10.750  -0.2015   0.11700   0.11058  -0.0707   0.9059   0.1157
 -10.500  -0.2182   0.11525   0.10888  -0.0764   0.8972   0.1174
 -10.250  -0.1903   0.10991   0.10349  -0.0747   0.8921   0.1197
 -10.000  -0.1775   0.10659   0.10011  -0.0752   0.8862   0.1226
  -9.750  -0.1722   0.10359   0.09711  -0.0767   0.8800   0.1273
  -9.000  -0.1949   0.08360   0.07697  -0.0958   0.8619   0.0489
  -8.750  -0.1865   0.08065   0.07402  -0.0959   0.8575   0.0482
  -8.500  -0.1883   0.07739   0.07076  -0.0972   0.8514   0.0476
  -8.250  -0.1918   0.07449   0.06782  -0.0978   0.8460   0.0468
  -8.000  -0.1998   0.07171   0.06497  -0.0979   0.8411   0.0462
  -7.750  -0.2058   0.06907   0.06227  -0.0979   0.8355   0.0454
  -7.500  -0.2107   0.06631   0.05938  -0.0976   0.8306   0.0449
  -7.250  -0.2135   0.06346   0.05631  -0.0969   0.8264   0.0444
  -7.000  -0.2163   0.06112   0.05380  -0.0957   0.8207   0.0434
  -6.750  -0.2156   0.05861   0.05104  -0.0945   0.8161   0.0430
  -6.500  -0.2110   0.05583   0.04791  -0.0933   0.8125   0.0420
  -6.250  -0.2073   0.05362   0.04537  -0.0915   0.8077   0.0414
  -6.000  -0.2011   0.05141   0.04276  -0.0896   0.8029   0.0408
  -5.750  -0.1895   0.04923   0.03998  -0.0878   0.7991   0.0398
  -5.500  -0.1716   0.04724   0.03754  -0.0868   0.7962   0.0395
  -5.250  -0.1621   0.04587   0.03591  -0.0848   0.7912   0.0394
  -5.000  -0.1467   0.04434   0.03408  -0.0833   0.7869   0.0394
  -4.750  -0.1256   0.04271   0.03206  -0.0823   0.7836   0.0396
  -4.500  -0.1007   0.04097   0.03008  -0.0819   0.7811   0.0400
  -4.250  -0.0855   0.04005   0.02900  -0.0803   0.7767   0.0406
  -4.000  -0.0677   0.03924   0.02806  -0.0790   0.7722   0.0416
  -3.750  -0.0437   0.03839   0.02708  -0.0783   0.7689   0.0442
  -3.500  -0.0144   0.03755   0.02597  -0.0779   0.7663   0.0478
  -3.250   0.0112   0.03686   0.02517  -0.0772   0.7634   0.0507
  -3.000   0.0207   0.03687   0.02513  -0.0747   0.7578   0.0525
  -2.750   0.0397   0.03650   0.02463  -0.0733   0.7540   0.0568
  -2.500   0.0616   0.03600   0.02402  -0.0722   0.7510   0.0647
  -2.250   0.2227   0.03345   0.02457  -0.0835   0.7548   0.9608
  -2.000   0.2828   0.03316   0.02374  -0.0901   0.7524   0.9763
  -1.750   0.3299   0.03295   0.02313  -0.0944   0.7500   0.9869
  -1.500   0.3660   0.03316   0.02308  -0.0975   0.7460   0.9965
  -1.250   0.3819   0.03376   0.02353  -0.0970   0.7405   1.0000
  -1.000   0.3958   0.03416   0.02376  -0.0954   0.7364   1.0000
  -0.750   0.4155   0.03435   0.02376  -0.0944   0.7333   1.0000
  -0.500   0.4071   0.03561   0.02499  -0.0903   0.7255   1.0000
  -0.250   0.4192   0.03608   0.02534  -0.0883   0.7210   1.0000
   0.000   0.4396   0.03627   0.02538  -0.0873   0.7178   1.0000
   0.250   0.4244   0.03766   0.02676  -0.0821   0.7093   1.0000
   0.500   0.4374   0.03809   0.02707  -0.0802   0.7047   1.0000
   0.750   0.4598   0.03825   0.02711  -0.0794   0.7016   1.0000
   1.000   0.4349   0.03977   0.02865  -0.0728   0.6919   1.0000
   1.250   0.4525   0.04007   0.02884  -0.0714   0.6878   1.0000
   1.500   0.4406   0.04112   0.02988  -0.0664   0.6802   1.0000
   1.750   0.4421   0.04172   0.03042  -0.0628   0.6739   1.0000
   2.000   0.4664   0.04192   0.03052  -0.0623   0.6706   1.0000
   2.500   0.4516   0.04336   0.03190  -0.0529   0.6561   1.0000
   2.750   0.4344   0.04429   0.03281  -0.0472   0.6473   1.0000
   3.000   0.4476   0.04469   0.03315  -0.0453   0.6419   1.0000
   3.250   0.4752   0.04486   0.03326  -0.0451   0.6387   1.0000
   3.500   0.4600   0.04607   0.03445  -0.0406   0.6281   1.0000
   3.750   0.4877   0.04630   0.03463  -0.0405   0.6243   1.0000
   4.000   0.4850   0.04753   0.03584  -0.0380   0.6146   1.0000
   4.250   0.5115   0.04786   0.03615  -0.0380   0.6101   1.0000
   4.500   0.5166   0.04903   0.03732  -0.0364   0.6010   1.0000
   4.750   0.5414   0.04945   0.03773  -0.0364   0.5958   1.0000
   5.000   0.5513   0.05056   0.03884  -0.0354   0.5873   1.0000
   5.250   0.5744   0.05108   0.03937  -0.0353   0.5814   1.0000
   5.500   0.5870   0.05214   0.04046  -0.0346   0.5731   1.0000
   5.750   0.6089   0.05275   0.04110  -0.0345   0.5668   1.0000
   6.250   0.6446   0.05441   0.04283  -0.0338   0.5519   1.0000
   6.500   0.6560   0.05563   0.04412  -0.0332   0.5428   1.0000
   6.750   0.6808   0.05607   0.04462  -0.0333   0.5368   1.0000
   7.000   0.6904   0.05746   0.04606  -0.0327   0.5270   1.0000
   7.250   0.7176   0.05770   0.04637  -0.0327   0.5216   1.0000
   7.500   0.7252   0.05927   0.04801  -0.0321   0.5109   1.0000
   7.750   0.7557   0.05919   0.04805  -0.0322   0.5061   1.0000
   8.000   0.7613   0.06096   0.04990  -0.0316   0.4947   1.0000
   8.250   0.7947   0.06054   0.04959  -0.0317   0.4905   1.0000
   8.500   0.7991   0.06245   0.05161  -0.0311   0.4785   1.0000
   8.750   0.8093   0.06389   0.05315  -0.0306   0.4679   1.0000
   9.000   0.8390   0.06356   0.05295  -0.0304   0.4621   1.0000
   9.250   0.8463   0.06528   0.05477  -0.0299   0.4502   1.0000
   9.500   0.8827   0.06402   0.05369  -0.0295   0.4458   1.0000
   9.750   0.8888   0.06578   0.05556  -0.0290   0.4329   1.0000
  10.000   0.8980   0.06724   0.05714  -0.0285   0.4208   1.0000
  10.250   0.9362   0.06531   0.05541  -0.0278   0.4161   1.0000
  10.500   0.9429   0.06703   0.05725  -0.0272   0.4031   1.0000
  11.000   0.9882   0.06651   0.05706  -0.0258   0.3848   1.0000
  11.250   0.9994   0.06770   0.05840  -0.0252   0.3725   1.0000
  11.500   1.0083   0.06923   0.06007  -0.0248   0.3597   1.0000
  11.750   1.0224   0.07009   0.06108  -0.0242   0.3479   1.0000
  12.000   1.0648   0.06713   0.05833  -0.0230   0.3406   1.0000
  12.250   1.0742   0.06854   0.05987  -0.0224   0.3269   1.0000
  12.500   1.0850   0.06979   0.06125  -0.0219   0.3132   1.0000
  12.750   1.0976   0.07086   0.06244  -0.0213   0.2995   1.0000
  13.000   1.1108   0.07180   0.06348  -0.0207   0.2856   1.0000
  13.250   1.1233   0.07288   0.06467  -0.0202   0.2716   1.0000
  13.500   1.1339   0.07419   0.06604  -0.0198   0.2571   1.0000
  13.750   1.1426   0.07580   0.06770  -0.0194   0.2428   1.0000
  14.000   1.1489   0.07779   0.06973  -0.0192   0.2287   1.0000
  14.250   1.1539   0.08001   0.07200  -0.0191   0.2153   1.0000
  14.500   1.1585   0.08232   0.07434  -0.0191   0.2026   1.0000
  14.750   1.1639   0.08455   0.07660  -0.0191   0.1905   1.0000
  15.000   1.1693   0.08682   0.07888  -0.0192   0.1791   1.0000
  15.250   1.1642   0.09102   0.08325  -0.0201   0.1690   1.0000
  15.500   1.1647   0.09430   0.08660  -0.0207   0.1593   1.0000
  15.750   1.1721   0.09636   0.08861  -0.0208   0.1498   1.0000
  16.000   1.1647   0.10122   0.09370  -0.0222   0.1418   1.0000
  16.250   1.1676   0.10423   0.09676  -0.0229   0.1340   1.0000
  16.500   1.1640   0.10851   0.10119  -0.0242   0.1270   1.0000
  16.750   1.1649   0.11205   0.10480  -0.0253   0.1207   1.0000
  17.000   1.1541   0.11799   0.11098  -0.0276   0.1156   1.0000
  17.250   1.1677   0.11906   0.11202  -0.0276   0.1095   1.0000
  17.500   1.1409   0.12851   0.12180  -0.0321   0.1064   1.0000
  17.750   1.1103   0.13941   0.13290  -0.0378   0.1036   1.0000
  18.000   1.1514   0.13428   0.12768  -0.0343   0.0973   1.0000
  18.250   1.1016   0.14999   0.14364  -0.0431   0.0961   1.0000
  18.500   1.0242   0.17634   0.16984  -0.0582   0.0934   1.0000
<< Back to AH 83-150 Q (ah83150q-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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