AH 85-L-120/17 (ah85l120-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 85-L-120/17 (ah85l120-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 21.38 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah85l120-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ah85l120-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: AH 85-L-120/17
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.5175 0.11100 0.10405 -0.0097 1.0000 0.3471
-10.000 -0.6095 0.08900 0.08240 -0.0370 1.0000 0.1657
-9.750 -0.6437 0.08203 0.07548 -0.0412 1.0000 0.1530
-9.500 -0.6846 0.07745 0.07091 -0.0410 1.0000 0.1487
-9.250 -0.7073 0.07324 0.06663 -0.0390 1.0000 0.1391
-9.000 -0.7391 0.06999 0.06325 -0.0355 1.0000 0.1344
-8.750 -0.7545 0.06629 0.05942 -0.0319 1.0000 0.1264
-8.500 -0.7764 0.06315 0.05603 -0.0270 1.0000 0.1210
-8.250 -0.7946 0.06083 0.05331 -0.0216 1.0000 0.1157
-8.000 -0.7964 0.05732 0.04965 -0.0180 1.0000 0.1120
-7.750 -0.8074 0.05407 0.04595 -0.0129 1.0000 0.1076
-7.500 -0.8165 0.05206 0.04319 -0.0073 1.0000 0.1031
-7.250 -0.8078 0.04854 0.03940 -0.0045 1.0000 0.1015
-7.000 -0.7995 0.04548 0.03597 -0.0015 1.0000 0.1004
-6.750 -0.7885 0.04275 0.03282 0.0014 1.0000 0.1003
-6.500 -0.7761 0.04047 0.03005 0.0043 1.0000 0.1022
-6.250 -0.7578 0.03774 0.02710 0.0060 1.0000 0.1069
-6.000 -0.7325 0.03534 0.02446 0.0070 1.0000 0.1100
-5.750 -0.7019 0.03318 0.02194 0.0077 1.0000 0.1159
-5.500 -0.6680 0.03127 0.01996 0.0075 1.0000 0.1314
-5.250 -0.6228 0.02906 0.01797 0.0061 1.0000 0.1602
-5.000 -0.3436 0.03753 0.02865 -0.0053 1.0000 0.8812
-4.750 -0.2615 0.03624 0.02670 -0.0151 1.0000 0.9259
-4.500 -0.1865 0.03425 0.02422 -0.0253 1.0000 0.9610
-4.250 -0.1074 0.03183 0.02134 -0.0374 1.0000 0.9926
-4.000 -0.0794 0.03074 0.02006 -0.0401 1.0000 1.0000
-3.750 -0.0745 0.03035 0.01960 -0.0380 1.0000 1.0000
-3.500 -0.0703 0.03004 0.01920 -0.0357 1.0000 1.0000
-3.250 -0.0666 0.02977 0.01886 -0.0333 1.0000 1.0000
-3.000 -0.0629 0.02954 0.01856 -0.0308 1.0000 1.0000
-2.750 -0.0590 0.02933 0.01828 -0.0282 1.0000 1.0000
-2.500 -0.0548 0.02913 0.01800 -0.0256 1.0000 1.0000
-2.250 -0.0503 0.02895 0.01777 -0.0230 1.0000 1.0000
-2.000 -0.0454 0.02879 0.01755 -0.0205 1.0000 1.0000
-1.750 -0.0404 0.02865 0.01737 -0.0179 1.0000 1.0000
-1.500 -0.0350 0.02853 0.01720 -0.0153 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0295 0.02842 0.01707 -0.0128 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0238 0.02833 0.01695 -0.0102 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0180 0.02826 0.01686 -0.0076 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0120 0.02822 0.01679 -0.0051 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0060 0.02819 0.01674 -0.0025 1.0000 1.0000
0.000 0.0000 0.02818 0.01674 0.0000 1.0000 1.0000
0.250 0.0061 0.02819 0.01675 0.0026 1.0000 1.0000
0.500 0.0121 0.02822 0.01679 0.0051 1.0000 1.0000
0.750 0.0181 0.02826 0.01685 0.0077 1.0000 1.0000
1.000 0.0239 0.02833 0.01695 0.0102 1.0000 1.0000
1.250 0.0296 0.02842 0.01706 0.0128 1.0000 1.0000
1.500 0.0351 0.02852 0.01719 0.0153 1.0000 1.0000
1.750 0.0404 0.02864 0.01735 0.0179 1.0000 1.0000
2.000 0.0455 0.02878 0.01754 0.0205 1.0000 1.0000
2.250 0.0503 0.02894 0.01777 0.0230 1.0000 1.0000
2.500 0.0549 0.02912 0.01799 0.0256 1.0000 1.0000
2.750 0.0591 0.02931 0.01826 0.0282 1.0000 1.0000
3.000 0.0629 0.02952 0.01853 0.0308 1.0000 1.0000
3.250 0.0667 0.02975 0.01884 0.0333 1.0000 1.0000
3.500 0.0704 0.03002 0.01918 0.0358 1.0000 1.0000
3.750 0.0745 0.03033 0.01956 0.0381 1.0000 1.0000
4.000 0.0794 0.03071 0.02003 0.0401 1.0000 1.0000
4.250 0.1051 0.03174 0.02127 0.0379 0.9935 1.0000
4.500 0.1865 0.03423 0.02419 0.0253 0.9611 1.0000
4.750 0.2619 0.03620 0.02665 0.0150 0.9254 1.0000
5.000 0.3432 0.03752 0.02863 0.0053 0.8815 1.0000
5.250 0.6233 0.02915 0.01805 -0.0060 0.1570 1.0000
5.500 0.6664 0.03122 0.01991 -0.0072 0.1304 1.0000
5.750 0.7017 0.03320 0.02201 -0.0075 0.1149 1.0000
6.000 0.7330 0.03545 0.02456 -0.0070 0.1090 1.0000
6.250 0.7587 0.03800 0.02723 -0.0063 0.1050 1.0000
6.500 0.7762 0.04051 0.03009 -0.0043 0.1022 1.0000
6.750 0.7886 0.04283 0.03292 -0.0014 0.1003 1.0000
7.000 0.7988 0.04558 0.03611 0.0017 0.0999 1.0000
7.250 0.8075 0.04856 0.03943 0.0046 0.1014 1.0000
7.500 0.8159 0.05197 0.04311 0.0074 0.1030 1.0000
7.750 0.8067 0.05420 0.04604 0.0131 0.1076 1.0000
8.000 0.7959 0.05735 0.04968 0.0181 0.1117 1.0000
8.250 0.7933 0.06083 0.05333 0.0218 0.1155 1.0000
8.500 0.7753 0.06325 0.05614 0.0272 0.1211 1.0000
8.750 0.7529 0.06647 0.05960 0.0321 0.1265 1.0000
9.000 0.7375 0.07009 0.06335 0.0356 0.1346 1.0000
9.250 0.7061 0.07340 0.06679 0.0390 0.1394 1.0000
9.500 0.6846 0.07747 0.07092 0.0410 0.1487 1.0000
9.750 0.6427 0.08232 0.07576 0.0411 0.1538 1.0000
10.000 0.6050 0.08992 0.08329 0.0363 0.1676 1.0000
10.250 0.5079 0.07830 0.07214 0.0441 0.1467 1.0000
10.500 0.5162 0.11450 0.10749 0.0096 0.3338 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 85-L-120/17 (ah85l120-il)