AH 88-K-130/20 (ah88k130-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 88-K-130/20 (ah88k130-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 23.21 at α=10° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah88k130-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ah88k130-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: AH 88-K-130/20
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.4673 0.12053 0.11501 -0.0208 1.0000 0.2176
-7.750 -0.4633 0.11737 0.11189 -0.0187 1.0000 0.2284
-7.500 -0.4919 0.11666 0.11130 -0.0175 1.0000 0.2329
-7.250 -0.4887 0.11361 0.10829 -0.0151 1.0000 0.2460
-7.000 -0.4914 0.11105 0.10578 -0.0127 1.0000 0.2591
-6.750 -0.4975 0.10868 0.10347 -0.0102 1.0000 0.2724
-6.500 -0.5069 0.10653 0.10139 -0.0074 1.0000 0.2869
-6.250 -0.5434 0.10563 0.10063 -0.0050 1.0000 0.2908
-6.000 -0.5307 0.10257 0.09759 -0.0011 1.0000 0.3171
-5.750 -0.5490 0.10066 0.09577 0.0016 1.0000 0.3336
-5.500 -0.5436 0.09816 0.09330 0.0057 1.0000 0.3611
-5.250 -0.5472 0.09603 0.09122 0.0099 1.0000 0.3909
-5.000 -0.5331 0.09352 0.08868 0.0150 1.0000 0.4317
-3.500 -0.4140 0.07747 0.07261 0.0315 1.0000 0.7011
-3.250 -0.4258 0.05236 0.04425 -0.0408 1.0000 0.1470
-3.000 -0.3977 0.04870 0.04020 -0.0414 1.0000 0.1294
-2.750 -0.3665 0.04606 0.03678 -0.0420 1.0000 0.1167
-2.500 -0.3399 0.04369 0.03402 -0.0421 1.0000 0.1132
-2.250 -0.3139 0.04206 0.03196 -0.0421 1.0000 0.1138
-2.000 -0.2878 0.04066 0.03011 -0.0417 1.0000 0.1162
-1.750 -0.2625 0.03944 0.02850 -0.0410 1.0000 0.1176
-1.500 -0.2396 0.03827 0.02723 -0.0401 1.0000 0.1235
-1.250 -0.2182 0.03761 0.02643 -0.0387 1.0000 0.1345
-1.000 -0.1966 0.03702 0.02573 -0.0370 1.0000 0.1470
-0.750 -0.1724 0.03639 0.02523 -0.0366 1.0000 0.1773
-0.500 -0.1481 0.03365 0.02558 -0.0350 1.0000 0.6526
-0.250 -0.1640 0.03237 0.02454 -0.0228 1.0000 1.0000
0.000 -0.1422 0.03289 0.02434 -0.0226 1.0000 1.0000
0.250 -0.1208 0.03346 0.02443 -0.0228 1.0000 1.0000
0.500 -0.0995 0.03408 0.02469 -0.0231 1.0000 1.0000
0.750 -0.0782 0.03474 0.02504 -0.0234 1.0000 1.0000
1.000 -0.0569 0.03545 0.02548 -0.0238 1.0000 1.0000
1.250 -0.0358 0.03620 0.02599 -0.0242 1.0000 1.0000
1.500 -0.0149 0.03699 0.02654 -0.0246 1.0000 1.0000
1.750 0.0060 0.03782 0.02717 -0.0250 1.0000 1.0000
2.000 0.0266 0.03869 0.02787 -0.0254 1.0000 1.0000
2.250 0.0470 0.03959 0.02863 -0.0258 1.0000 1.0000
2.500 0.0671 0.04054 0.02942 -0.0262 1.0000 1.0000
2.750 0.0871 0.04152 0.03028 -0.0267 1.0000 1.0000
3.000 0.1067 0.04254 0.03121 -0.0271 1.0000 1.0000
3.250 0.1261 0.04361 0.03220 -0.0275 1.0000 1.0000
3.500 0.1453 0.04472 0.03325 -0.0279 1.0000 1.0000
3.750 0.1641 0.04587 0.03434 -0.0284 1.0000 1.0000
4.000 0.1826 0.04708 0.03551 -0.0288 1.0000 1.0000
4.250 0.2009 0.04833 0.03674 -0.0293 1.0000 1.0000
4.500 0.2188 0.04963 0.03803 -0.0298 1.0000 1.0000
4.750 0.2364 0.05099 0.03940 -0.0303 1.0000 1.0000
5.000 0.2578 0.05266 0.04108 -0.0317 0.9977 1.0000
5.500 0.3255 0.05788 0.04638 -0.0393 0.9748 1.0000
5.750 0.3562 0.06030 0.04889 -0.0425 0.9609 1.0000
6.000 0.3853 0.06266 0.05133 -0.0453 0.9466 1.0000
6.250 0.4137 0.06504 0.05381 -0.0480 0.9318 1.0000
6.500 0.4424 0.06757 0.05645 -0.0506 0.9169 1.0000
6.750 0.4664 0.06979 0.05883 -0.0524 0.9018 1.0000
7.000 0.4830 0.07128 0.06045 -0.0530 0.8836 1.0000
7.250 0.5085 0.07355 0.06287 -0.0550 0.8654 1.0000
7.500 0.5434 0.07668 0.06617 -0.0583 0.8476 1.0000
7.750 0.5540 0.07802 0.06765 -0.0580 0.8279 1.0000
8.000 0.5878 0.08060 0.07049 -0.0605 0.8039 1.0000
8.250 0.6707 0.07811 0.06835 -0.0627 0.7140 1.0000
8.500 0.7038 0.07871 0.06925 -0.0635 0.6882 1.0000
8.750 0.7383 0.07921 0.07005 -0.0642 0.6641 1.0000
9.000 0.7807 0.07896 0.07015 -0.0649 0.6383 1.0000
9.250 0.8307 0.07761 0.06929 -0.0653 0.6119 1.0000
9.500 0.8727 0.07546 0.06760 -0.0642 0.5822 1.0000
9.750 1.0118 0.05470 0.04825 -0.0562 0.5206 1.0000
10.000 1.0362 0.04465 0.03645 -0.0411 0.2538 1.0000
10.250 1.0201 0.04867 0.03944 -0.0374 0.1862 1.0000
10.500 1.0268 0.05155 0.04163 -0.0347 0.1393 1.0000
10.750 1.2093 0.05497 0.04457 -0.0432 0.0845 1.0000
11.000 1.2242 0.05810 0.04840 -0.0415 0.0803 1.0000
11.250 1.2488 0.06258 0.05343 -0.0410 0.0784 1.0000
11.500 1.2568 0.06690 0.05825 -0.0391 0.0785 1.0000
11.750 1.2535 0.07102 0.06281 -0.0364 0.0791 1.0000
12.000 1.2448 0.07514 0.06731 -0.0337 0.0800 1.0000
12.250 1.2321 0.07933 0.07184 -0.0312 0.0808 1.0000
12.500 1.2170 0.08364 0.07645 -0.0291 0.0816 1.0000
12.750 1.1997 0.08817 0.08125 -0.0274 0.0825 1.0000
13.000 1.1836 0.09307 0.08637 -0.0263 0.0833 1.0000
13.250 1.1698 0.09838 0.09186 -0.0258 0.0841 1.0000
13.500 1.1649 0.10441 0.09802 -0.0259 0.0849 1.0000
13.750 1.0957 0.10942 0.10346 -0.0273 0.0873 1.0000
14.000 1.0479 0.11786 0.11209 -0.0316 0.0890 1.0000
14.250 1.0041 0.12867 0.12292 -0.0387 0.0918 1.0000
14.500 0.9823 0.13861 0.13286 -0.0446 0.0950 1.0000
14.750 0.9897 0.14427 0.13852 -0.0456 0.0976 1.0000
15.000 0.9345 0.16599 0.16003 -0.0629 0.1190 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 88-K-130/20 (ah88k130-il)