AH 88-K-136/16 (ah88k136-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 88-K-136/16 (ah88k136-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 40.37 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah88k136-il-100000.txt Download as CSV file: xf-ah88k136-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: AH 88-K-136/16
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.000 -0.3435 0.10684 0.10250 -0.0607 0.9761 0.1034
-9.750 -0.3641 0.10418 0.09990 -0.0650 0.9742 0.1059
-9.500 -0.3911 0.10099 0.09677 -0.0704 0.9722 0.1065
-9.250 -0.3614 0.09617 0.09194 -0.0666 0.9717 0.1102
-9.000 -0.3667 0.09425 0.09003 -0.0643 0.9707 0.1121
-8.750 -0.3799 0.09223 0.08806 -0.0627 0.9694 0.1139
-8.500 -0.4006 0.09005 0.08593 -0.0615 0.9679 0.1153
-8.250 -0.4287 0.08853 0.08445 -0.0583 0.9677 0.1160
-8.000 -0.4580 0.08734 0.08329 -0.0539 0.9671 0.1162
-7.750 -0.4885 0.08620 0.08217 -0.0487 0.9676 0.1169
-7.500 -0.5148 0.08465 0.08061 -0.0443 0.9687 0.1180
-7.250 -0.5425 0.08308 0.07899 -0.0400 0.9703 0.1200
-7.000 -0.5810 0.08249 0.07835 -0.0320 0.9757 0.1209
-6.750 -0.6199 0.08238 0.07808 -0.0243 0.9840 0.1220
-6.500 -0.6418 0.08049 0.07638 -0.0157 0.9937 0.1207
-6.250 -0.6863 0.08123 0.07667 -0.0070 1.0000 0.1226
-6.000 -0.6778 0.07467 0.07036 -0.0059 1.0000 0.1247
-5.750 -0.6718 0.07173 0.06746 -0.0037 1.0000 0.1277
-5.500 -0.6734 0.06995 0.06539 -0.0013 1.0000 0.1369
-5.250 -0.6737 0.06587 0.06122 0.0010 1.0000 0.1414
-5.000 -0.6666 0.06322 0.05856 0.0032 1.0000 0.1461
-4.750 -0.6653 0.06064 0.05568 0.0057 1.0000 0.1575
-4.500 -0.6610 0.05860 0.05345 0.0082 1.0000 0.1728
-4.250 -0.6511 0.05611 0.05101 0.0104 1.0000 0.1825
-4.000 -0.6265 0.04529 0.03840 0.0146 1.0000 0.0883
-3.750 -0.6110 0.04110 0.03322 0.0186 1.0000 0.0762
-3.500 -0.5955 0.03855 0.03030 0.0208 1.0000 0.0756
-3.250 -0.5799 0.03643 0.02773 0.0229 1.0000 0.0787
-3.000 -0.5619 0.03475 0.02581 0.0244 1.0000 0.0802
-2.750 -0.5425 0.03339 0.02422 0.0258 1.0000 0.0819
-2.500 -0.5233 0.03248 0.02311 0.0270 1.0000 0.0867
-2.250 -0.5036 0.03190 0.02215 0.0285 1.0000 0.0919
-2.000 -0.4822 0.03061 0.02090 0.0291 1.0000 0.0972
-1.750 -0.4624 0.03026 0.02035 0.0302 1.0000 0.1062
-1.500 -0.4421 0.02958 0.01976 0.0308 1.0000 0.1155
-1.250 -0.1682 0.03228 0.02595 -0.0161 1.0000 1.0000
-1.000 -0.1562 0.03263 0.02606 -0.0143 1.0000 1.0000
-0.750 -0.1442 0.03301 0.02624 -0.0125 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1322 0.03342 0.02648 -0.0108 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1201 0.03386 0.02677 -0.0092 1.0000 1.0000
0.000 -0.0853 0.03493 0.02763 -0.0124 0.9941 1.0000
0.250 -0.0198 0.03645 0.02895 -0.0217 0.9731 1.0000
0.500 0.0396 0.03761 0.02994 -0.0290 0.9467 1.0000
0.750 0.0916 0.03860 0.03079 -0.0343 0.9188 1.0000
1.000 0.1395 0.03963 0.03171 -0.0385 0.8933 1.0000
1.250 0.1886 0.04050 0.03246 -0.0423 0.8683 1.0000
1.500 0.2811 0.04034 0.03216 -0.0505 0.8135 1.0000
1.750 0.3090 0.04069 0.03246 -0.0505 0.8002 1.0000
2.000 0.3329 0.04100 0.03273 -0.0499 0.7880 1.0000
2.250 0.3522 0.04135 0.03306 -0.0486 0.7770 1.0000
2.500 0.3975 0.04173 0.03342 -0.0514 0.7709 1.0000
2.750 0.4039 0.04197 0.03366 -0.0482 0.7591 1.0000
3.000 0.4177 0.04224 0.03393 -0.0462 0.7481 1.0000
3.250 0.4615 0.04242 0.03413 -0.0485 0.7430 1.0000
3.500 0.4680 0.04265 0.03437 -0.0454 0.7312 1.0000
3.750 0.4815 0.04294 0.03468 -0.0434 0.7209 1.0000
4.000 0.5213 0.04289 0.03467 -0.0449 0.7153 1.0000
4.250 0.5293 0.04317 0.03499 -0.0421 0.7038 1.0000
4.500 0.5674 0.04300 0.03488 -0.0432 0.6982 1.0000
4.750 0.5810 0.04313 0.03506 -0.0411 0.6876 1.0000
5.000 0.5928 0.04334 0.03531 -0.0387 0.6766 1.0000
5.250 0.6353 0.04272 0.03482 -0.0401 0.6717 1.0000
5.500 0.6429 0.04299 0.03514 -0.0372 0.6597 1.0000
5.750 0.6792 0.04237 0.03463 -0.0376 0.6539 1.0000
6.000 0.6972 0.04220 0.03454 -0.0358 0.6435 1.0000
6.250 0.7095 0.04228 0.03471 -0.0333 0.6320 1.0000
6.500 0.7544 0.04094 0.03355 -0.0344 0.6275 1.0000
6.750 0.7657 0.04092 0.03362 -0.0316 0.6152 1.0000
7.000 0.8158 0.03904 0.03197 -0.0330 0.6119 1.0000
7.250 0.8272 0.03891 0.03195 -0.0301 0.5993 1.0000
7.500 0.8501 0.03813 0.03132 -0.0284 0.5893 1.0000
7.750 0.8956 0.03576 0.02922 -0.0286 0.5841 1.0000
8.000 0.9346 0.03348 0.02716 -0.0278 0.5745 1.0000
8.250 1.0036 0.02733 0.02117 -0.0276 0.5415 1.0000
8.500 1.0332 0.02575 0.01952 -0.0256 0.5005 1.0000
8.750 1.0408 0.02578 0.01946 -0.0217 0.4632 1.0000
9.000 1.0384 0.02630 0.01975 -0.0167 0.4177 1.0000
9.250 1.0297 0.02728 0.02049 -0.0113 0.3701 1.0000
9.500 1.0132 0.02878 0.02160 -0.0054 0.3096 1.0000
9.750 0.9890 0.03101 0.02322 0.0008 0.2282 1.0000
10.000 0.9644 0.03381 0.02524 0.0063 0.1440 1.0000
10.250 0.9477 0.03654 0.02743 0.0107 0.1013 1.0000
10.500 0.9414 0.03866 0.02941 0.0141 0.0862 1.0000
10.750 0.9380 0.04064 0.03131 0.0171 0.0769 1.0000
11.000 0.9404 0.04227 0.03295 0.0194 0.0698 1.0000
11.250 0.9470 0.04383 0.03448 0.0217 0.0645 1.0000
11.500 0.9633 0.04497 0.03563 0.0235 0.0600 1.0000
11.750 1.0012 0.04609 0.03655 0.0238 0.0545 1.0000
12.000 1.0232 0.04744 0.03811 0.0249 0.0511 1.0000
12.250 1.0587 0.04916 0.04001 0.0250 0.0487 1.0000
12.500 1.0952 0.05167 0.04273 0.0248 0.0473 1.0000
12.750 1.1249 0.05494 0.04616 0.0246 0.0456 1.0000
13.000 1.1361 0.05925 0.05074 0.0257 0.0444 1.0000
13.250 1.1313 0.06196 0.05374 0.0283 0.0442 1.0000
13.500 1.1239 0.06494 0.05701 0.0309 0.0441 1.0000
13.750 1.1179 0.06861 0.06095 0.0329 0.0443 1.0000
14.000 1.1144 0.07279 0.06539 0.0346 0.0447 1.0000
14.250 1.0990 0.07537 0.06822 0.0370 0.0450 1.0000
14.500 1.0789 0.07754 0.07068 0.0393 0.0457 1.0000
14.750 1.0522 0.08141 0.07486 0.0409 0.0463 1.0000
15.000 1.0156 0.08632 0.08006 0.0415 0.0469 1.0000
15.250 0.9745 0.09264 0.08671 0.0407 0.0481 1.0000
15.500 0.9406 0.09959 0.09390 0.0387 0.0490 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 88-K-136/16 (ah88k136-il)