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

AH 83-159 (ah83159-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: AH 83-159 (ah83159-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 17.12 at α=13.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-ah83159-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-ah83159-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: AH 83-159                                       
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.750  -0.4670   0.12109   0.11614  -0.0105   1.0000   0.3034
  -7.500  -0.4790   0.11911   0.11422  -0.0083   1.0000   0.3164
  -7.250  -0.5119   0.11852   0.11374  -0.0059   1.0000   0.3279
  -7.000  -0.4843   0.11461   0.10980  -0.0034   1.0000   0.3484
  -6.750  -0.4869   0.11247   0.10770  -0.0006   1.0000   0.3678
  -6.500  -0.5071   0.11120   0.10651   0.0028   1.0000   0.3872
  -6.250  -0.4900   0.10818   0.10350   0.0053   1.0000   0.4110
  -6.000  -0.4942   0.10620   0.10156   0.0089   1.0000   0.4379
  -5.750  -0.4912   0.10423   0.09962   0.0125   1.0000   0.4676
  -5.500  -0.4763   0.10191   0.09728   0.0154   1.0000   0.5013
  -4.250  -0.6312   0.06778   0.06216  -0.0151   1.0000   0.2417
  -4.000  -0.5800   0.05799   0.05030  -0.0223   1.0000   0.1313
  -3.750  -0.5551   0.05457   0.04602  -0.0221   1.0000   0.1178
  -3.500  -0.5351   0.05162   0.04288  -0.0217   1.0000   0.1142
  -3.250  -0.5127   0.04919   0.03998  -0.0213   1.0000   0.1114
  -3.000  -0.4904   0.04733   0.03772  -0.0208   1.0000   0.1121
  -2.750  -0.4678   0.04578   0.03576  -0.0201   1.0000   0.1141
  -2.500  -0.4449   0.04440   0.03397  -0.0193   1.0000   0.1157
  -2.250  -0.4220   0.04331   0.03252  -0.0183   1.0000   0.1175
  -2.000  -0.4011   0.04220   0.03144  -0.0173   1.0000   0.1250
  -1.750  -0.3799   0.04157   0.03067  -0.0158   1.0000   0.1351
  -1.500  -0.3595   0.04116   0.03021  -0.0141   1.0000   0.1474
  -1.250  -0.2232   0.04323   0.03568  -0.0196   1.0000   1.0000
  -1.000  -0.2164   0.04321   0.03532  -0.0174   1.0000   1.0000
  -0.750  -0.2096   0.04322   0.03503  -0.0153   1.0000   1.0000
  -0.500  -0.2027   0.04324   0.03480  -0.0133   1.0000   1.0000
  -0.250  -0.1957   0.04328   0.03461  -0.0112   1.0000   1.0000
   0.000  -0.1885   0.04334   0.03443  -0.0092   1.0000   1.0000
   0.250  -0.1812   0.04342   0.03431  -0.0072   1.0000   1.0000
   0.500  -0.1736   0.04353   0.03423  -0.0053   1.0000   1.0000
   0.750  -0.1658   0.04367   0.03420  -0.0035   1.0000   1.0000
   1.000  -0.1576   0.04384   0.03420  -0.0018   1.0000   1.0000
   1.250  -0.1488   0.04406   0.03427  -0.0002   1.0000   1.0000
   1.500  -0.1390   0.04437   0.03441   0.0012   1.0000   1.0000
   1.750  -0.1279   0.04478   0.03467   0.0022   1.0000   1.0000
   2.000  -0.1156   0.04529   0.03505   0.0031   1.0000   1.0000
   2.250  -0.1023   0.04590   0.03553   0.0036   1.0000   1.0000
   2.500  -0.0763   0.04748   0.03693   0.0017   0.9954   1.0000
   2.750  -0.0431   0.04961   0.03890  -0.0017   0.9857   1.0000
   3.000  -0.0123   0.05152   0.04068  -0.0046   0.9743   1.0000
   3.500   0.0422   0.05497   0.04393  -0.0090   0.9505   1.0000
   3.750   0.0704   0.05702   0.04589  -0.0113   0.9401   1.0000
   4.000   0.1027   0.05951   0.04829  -0.0143   0.9292   1.0000
   4.250   0.1242   0.06077   0.04950  -0.0153   0.9164   1.0000
   4.500   0.1438   0.06202   0.05072  -0.0160   0.9041   1.0000
   4.750   0.1635   0.06346   0.05214  -0.0168   0.8926   1.0000
   5.000   0.1857   0.06529   0.05394  -0.0181   0.8824   1.0000
   5.250   0.2189   0.06822   0.05685  -0.0211   0.8727   1.0000
   5.500   0.2337   0.06917   0.05781  -0.0212   0.8601   1.0000
   5.750   0.2488   0.07047   0.05912  -0.0214   0.8487   1.0000
   6.000   0.2682   0.07233   0.06100  -0.0223   0.8387   1.0000
   6.250   0.3024   0.07561   0.06430  -0.0255   0.8292   1.0000
   6.500   0.3133   0.07646   0.06519  -0.0251   0.8167   1.0000
   6.750   0.3261   0.07789   0.06666  -0.0251   0.8056   1.0000
   7.000   0.3458   0.08011   0.06895  -0.0263   0.7963   1.0000
   7.250   0.3764   0.08313   0.07202  -0.0288   0.7857   1.0000
   7.500   0.3845   0.08415   0.07310  -0.0283   0.7736   1.0000
   7.750   0.3967   0.08590   0.07492  -0.0285   0.7630   1.0000
   8.000   0.4205   0.08874   0.07784  -0.0303   0.7542   1.0000
   8.250   0.4440   0.09126   0.08046  -0.0319   0.7422   1.0000
   8.500   0.4497   0.09252   0.08181  -0.0314   0.7307   1.0000
   8.750   0.4620   0.09460   0.08397  -0.0319   0.7202   1.0000
   9.000   0.4852   0.09761   0.08708  -0.0336   0.7109   1.0000
   9.250   0.5111   0.10055   0.09018  -0.0354   0.6983   1.0000
   9.500   0.5138   0.10182   0.09154  -0.0349   0.6865   1.0000
   9.750   0.5232   0.10395   0.09377  -0.0353   0.6752   1.0000
  10.000   0.5379   0.10661   0.09655  -0.0363   0.6651   1.0000
  10.250   0.5579   0.10949   0.09956  -0.0376   0.6531   1.0000
  10.500   0.5793   0.11241   0.10265  -0.0390   0.6401   1.0000
  10.750   0.5961   0.11498   0.10536  -0.0399   0.6261   1.0000
  11.000   0.6119   0.11753   0.10805  -0.0408   0.6120   1.0000
  11.250   0.6244   0.11993   0.11059  -0.0414   0.5976   1.0000
  11.500   0.6364   0.12237   0.11317  -0.0421   0.5831   1.0000
  11.750   0.6428   0.12450   0.11545  -0.0423   0.5672   1.0000
  12.000   0.7582   0.11468   0.10605  -0.0383   0.4688   1.0000
  12.250   0.7615   0.11696   0.10850  -0.0382   0.4516   1.0000
  12.500   0.7742   0.11872   0.11044  -0.0382   0.4334   1.0000
  12.750   0.8264   0.11654   0.10860  -0.0370   0.4107   1.0000
  13.000   0.8243   0.11956   0.11175  -0.0370   0.3925   1.0000
  13.250   0.8815   0.11448   0.10712  -0.0341   0.3669   1.0000
  13.500   0.8736   0.11851   0.11124  -0.0344   0.3480   1.0000
  13.750   1.1422   0.06673   0.05932  -0.0111   0.2040   1.0000
  14.000   1.1461   0.06916   0.06114  -0.0093   0.1674   1.0000
  14.250   1.1496   0.07219   0.06408  -0.0082   0.1434   1.0000
  14.750   1.1796   0.07770   0.06954  -0.0063   0.1071   1.0000
  15.000   1.1942   0.08097   0.07296  -0.0057   0.0968   1.0000
  15.250   1.2207   0.08437   0.07636  -0.0054   0.0874   1.0000
  15.500   1.2060   0.08915   0.08156  -0.0053   0.0861   1.0000
  15.750   1.1884   0.09441   0.08720  -0.0056   0.0850   1.0000
  16.000   1.1699   0.10007   0.09319  -0.0064   0.0844   1.0000
  16.250   1.1476   0.10642   0.09984  -0.0080   0.0843   1.0000
  16.500   1.1240   0.11338   0.10706  -0.0103   0.0849   1.0000
  16.750   1.0993   0.12100   0.11489  -0.0134   0.0859   1.0000
  17.000   1.0749   0.12924   0.12329  -0.0173   0.0869   1.0000
  17.250   1.0548   0.13762   0.13178  -0.0215   0.0878   1.0000
<< Back to AH 83-159 (ah83159-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to AH 83-159 (ah83159-il)