AH 88-K-136/16 (ah88k136-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 88-K-136/16 (ah88k136-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 21.05 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah88k136-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ah88k136-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.4618 0.11761 0.11200 -0.0196 1.0000 0.2504
-8.750 -0.4599 0.11435 0.10876 -0.0177 1.0000 0.2588
-8.500 -0.4877 0.11342 0.10794 -0.0161 1.0000 0.2678
-8.250 -0.4767 0.10979 0.10430 -0.0137 1.0000 0.2803
-8.000 -0.4866 0.10730 0.10188 -0.0116 1.0000 0.2908
-7.750 -0.5213 0.10639 0.10109 -0.0092 1.0000 0.3008
-7.500 -0.5240 0.10366 0.09840 -0.0063 1.0000 0.3166
-7.250 -0.5065 0.10026 0.09497 -0.0030 1.0000 0.3419
-7.000 -0.5510 0.09931 0.09418 0.0006 1.0000 0.3498
-6.750 -0.5410 0.09664 0.09150 0.0048 1.0000 0.3818
-6.500 -0.5116 0.09358 0.08841 0.0088 1.0000 0.4270
-6.250 -0.5197 0.09188 0.08677 0.0140 1.0000 0.4632
-6.000 -0.5149 0.09022 0.08512 0.0199 1.0000 0.5139
-5.250 -0.3530 0.07976 0.07429 0.0216 1.0000 0.7354
-5.000 -0.4400 0.07828 0.07307 0.0286 1.0000 0.6525
-4.750 -0.5050 0.07608 0.07109 0.0346 1.0000 0.6160
-4.500 -0.5660 0.07349 0.06867 0.0408 1.0000 0.5896
-4.250 -0.6307 0.05529 0.04773 0.0082 1.0000 0.1661
-4.000 -0.6156 0.05145 0.04325 0.0104 1.0000 0.1491
-3.750 -0.6010 0.04826 0.03936 0.0128 1.0000 0.1417
-3.500 -0.5854 0.04590 0.03660 0.0148 1.0000 0.1425
-3.250 -0.5682 0.04368 0.03395 0.0167 1.0000 0.1435
-3.000 -0.5489 0.04161 0.03141 0.0185 1.0000 0.1430
-2.750 -0.5296 0.04004 0.02951 0.0200 1.0000 0.1485
-2.500 -0.5089 0.03878 0.02765 0.0217 1.0000 0.1546
-2.250 -0.4865 0.03711 0.02598 0.0223 1.0000 0.1631
-2.000 -0.4628 0.03595 0.02457 0.0229 1.0000 0.1751
-1.750 -0.1872 0.03483 0.02629 -0.0195 1.0000 1.0000
-1.500 -0.1748 0.03507 0.02612 -0.0176 1.0000 1.0000
-1.250 -0.1628 0.03534 0.02604 -0.0157 1.0000 1.0000
-1.000 -0.1508 0.03564 0.02605 -0.0139 1.0000 1.0000
-0.750 -0.1386 0.03596 0.02612 -0.0121 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1266 0.03632 0.02626 -0.0104 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1144 0.03671 0.02644 -0.0087 1.0000 1.0000
0.000 -0.1022 0.03714 0.02665 -0.0071 1.0000 1.0000
0.250 -0.0899 0.03760 0.02693 -0.0055 1.0000 1.0000
0.500 -0.0777 0.03808 0.02727 -0.0039 1.0000 1.0000
0.750 -0.0655 0.03861 0.02764 -0.0025 1.0000 1.0000
1.000 -0.0532 0.03916 0.02807 -0.0010 1.0000 1.0000
1.250 -0.0410 0.03976 0.02852 0.0003 1.0000 1.0000
1.500 -0.0288 0.04038 0.02904 0.0017 1.0000 1.0000
1.750 -0.0166 0.04105 0.02961 0.0030 1.0000 1.0000
2.000 -0.0045 0.04176 0.03022 0.0042 1.0000 1.0000
2.250 0.0076 0.04250 0.03089 0.0053 1.0000 1.0000
2.500 0.0195 0.04329 0.03159 0.0065 1.0000 1.0000
2.750 0.0315 0.04412 0.03237 0.0075 1.0000 1.0000
3.000 0.0433 0.04499 0.03318 0.0085 1.0000 1.0000
3.250 0.0551 0.04591 0.03406 0.0095 1.0000 1.0000
3.500 0.0668 0.04687 0.03498 0.0103 1.0000 1.0000
3.750 0.0784 0.04788 0.03596 0.0112 1.0000 1.0000
4.000 0.0899 0.04894 0.03700 0.0119 1.0000 1.0000
4.250 0.1273 0.05135 0.03943 0.0069 0.9873 1.0000
5.250 0.2897 0.06147 0.04978 -0.0117 0.8768 1.0000
5.500 0.3128 0.06332 0.05169 -0.0126 0.8558 1.0000
5.750 0.3358 0.06536 0.05379 -0.0135 0.8382 1.0000
6.000 0.3486 0.06695 0.05544 -0.0129 0.8239 1.0000
6.250 0.3712 0.06899 0.05755 -0.0137 0.8075 1.0000
6.500 0.3787 0.07020 0.05885 -0.0123 0.7921 1.0000
6.750 0.4502 0.06960 0.05840 -0.0152 0.7203 1.0000
7.000 0.4909 0.07044 0.05940 -0.0167 0.6989 1.0000
7.250 0.5029 0.07128 0.06033 -0.0154 0.6820 1.0000
7.500 0.5199 0.07222 0.06138 -0.0147 0.6656 1.0000
7.750 0.5383 0.07322 0.06250 -0.0141 0.6498 1.0000
8.000 0.5579 0.07414 0.06356 -0.0136 0.6336 1.0000
8.250 0.5774 0.07513 0.06472 -0.0130 0.6178 1.0000
8.500 0.5965 0.07615 0.06589 -0.0124 0.6024 1.0000
8.750 0.6154 0.07718 0.06708 -0.0118 0.5870 1.0000
9.000 0.6364 0.07804 0.06815 -0.0111 0.5708 1.0000
9.250 0.6574 0.07884 0.06914 -0.0104 0.5545 1.0000
9.500 0.6773 0.07962 0.07011 -0.0095 0.5384 1.0000
9.750 0.7007 0.08004 0.07076 -0.0085 0.5218 1.0000
10.000 0.7366 0.07918 0.07025 -0.0074 0.5041 1.0000
10.250 0.7510 0.07982 0.07109 -0.0056 0.4853 1.0000
10.500 0.7591 0.08084 0.07230 -0.0036 0.4651 1.0000
10.750 0.9450 0.04489 0.03621 0.0161 0.2548 1.0000
11.000 0.9261 0.04806 0.03853 0.0204 0.1962 1.0000
11.250 0.9202 0.05084 0.04074 0.0235 0.1585 1.0000
11.500 0.9373 0.05261 0.04217 0.0257 0.1319 1.0000
11.750 0.9805 0.05377 0.04328 0.0264 0.1110 1.0000
12.000 1.0459 0.05591 0.04553 0.0252 0.0970 1.0000
12.250 1.0925 0.05963 0.04951 0.0241 0.0908 1.0000
12.500 1.0991 0.06304 0.05336 0.0261 0.0896 1.0000
12.750 1.0969 0.06642 0.05710 0.0284 0.0890 1.0000
13.000 1.0873 0.06983 0.06083 0.0309 0.0886 1.0000
13.250 1.0734 0.07340 0.06469 0.0333 0.0884 1.0000
13.500 1.0560 0.07730 0.06886 0.0354 0.0887 1.0000
13.750 1.0348 0.08139 0.07319 0.0370 0.0889 1.0000
14.000 1.0119 0.08602 0.07804 0.0381 0.0896 1.0000
14.250 0.9865 0.09101 0.08322 0.0385 0.0900 1.0000
14.500 0.9676 0.09631 0.08866 0.0382 0.0912 1.0000
14.750 0.9436 0.10222 0.09469 0.0373 0.0918 1.0000
15.000 0.9244 0.10853 0.10108 0.0359 0.0925 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 88-K-136/16 (ah88k136-il)