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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 83-159 (ah83159-il)