AH 88-K-136/16 (ah88k136-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 88-K-136/16 (ah88k136-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 21.75 at α=10° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah88k136-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-ah88k136-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 -0.3199 0.12947 0.12289 -0.0643 0.9595 0.1063
-11.750 -0.3232 0.12617 0.11961 -0.0686 0.9570 0.1068
-11.500 -0.3218 0.12234 0.11579 -0.0720 0.9544 0.1070
-11.000 -0.2958 0.10760 0.10088 -0.0770 0.9506 0.0621
-10.750 -0.2885 0.10351 0.09677 -0.0790 0.9487 0.0608
-10.500 -0.2844 0.09922 0.09248 -0.0817 0.9470 0.0593
-10.250 -0.2825 0.09471 0.08798 -0.0849 0.9452 0.0579
-10.000 -0.2837 0.08995 0.08323 -0.0886 0.9432 0.0568
-9.750 -0.2910 0.08505 0.07835 -0.0923 0.9402 0.0554
-9.500 -0.3059 0.07971 0.07301 -0.0963 0.9368 0.0541
-9.000 -0.3637 0.07140 0.06439 -0.0957 0.9291 0.0513
-8.750 -0.3792 0.06950 0.06242 -0.0920 0.9256 0.0511
-8.500 -0.3932 0.06741 0.06022 -0.0884 0.9218 0.0510
-8.250 -0.4044 0.06505 0.05770 -0.0851 0.9185 0.0509
-8.000 -0.4132 0.06260 0.05504 -0.0818 0.9158 0.0510
-7.750 -0.4234 0.06022 0.05235 -0.0778 0.9128 0.0513
-7.500 -0.4363 0.05874 0.05078 -0.0725 0.9089 0.0519
-7.250 -0.4339 0.05752 0.04957 -0.0697 0.9061 0.0535
-7.000 -0.4339 0.05590 0.04776 -0.0664 0.9033 0.0550
-6.750 -0.4310 0.05373 0.04529 -0.0635 0.9006 0.0562
-6.500 -0.4308 0.05176 0.04298 -0.0597 0.8977 0.0572
-6.250 -0.4382 0.05024 0.04120 -0.0541 0.8941 0.0577
-6.000 -0.4353 0.04828 0.03884 -0.0503 0.8910 0.0586
-5.750 -0.4241 0.04619 0.03625 -0.0477 0.8883 0.0607
-5.500 -0.4067 0.04413 0.03357 -0.0460 0.8862 0.0640
-5.250 -0.4045 0.04313 0.03251 -0.0420 0.8826 0.0662
-5.000 -0.3891 0.04182 0.03093 -0.0401 0.8797 0.0688
-4.750 -0.3657 0.04049 0.02922 -0.0394 0.8772 0.0738
-4.500 -0.3353 0.03913 0.02757 -0.0400 0.8753 0.0802
-4.250 -0.3227 0.03841 0.02672 -0.0375 0.8718 0.0848
-4.000 -0.2943 0.03753 0.02561 -0.0377 0.8691 0.0939
-3.750 -0.2559 0.03675 0.02462 -0.0398 0.8671 0.1057
-3.500 -0.2203 0.03611 0.02389 -0.0415 0.8646 0.1212
-3.250 -0.1984 0.03573 0.02346 -0.0408 0.8612 0.1374
-3.000 -0.1690 0.03517 0.02296 -0.0416 0.8586 0.1627
-2.500 0.2017 0.03301 0.02270 -0.0981 0.8704 1.0000
-2.250 0.2186 0.03333 0.02282 -0.0970 0.8668 1.0000
-2.000 0.2233 0.03383 0.02317 -0.0937 0.8614 1.0000
-1.750 0.2436 0.03418 0.02334 -0.0931 0.8578 1.0000
-1.500 0.2507 0.03471 0.02373 -0.0901 0.8523 1.0000
-1.250 0.2620 0.03522 0.02411 -0.0879 0.8471 1.0000
-1.000 0.2734 0.03575 0.02453 -0.0857 0.8416 1.0000
-0.750 0.2809 0.03633 0.02500 -0.0827 0.8356 1.0000
-0.500 0.2858 0.03690 0.02549 -0.0792 0.8293 1.0000
-0.250 0.2939 0.03743 0.02592 -0.0763 0.8233 1.0000
0.000 0.3099 0.03791 0.02631 -0.0748 0.8177 1.0000
0.250 0.3127 0.03844 0.02677 -0.0709 0.8103 1.0000
0.500 0.3186 0.03894 0.02721 -0.0676 0.8031 1.0000
0.750 0.3412 0.03939 0.02759 -0.0671 0.7980 1.0000
1.000 0.3394 0.03988 0.02804 -0.0625 0.7893 1.0000
1.250 0.3674 0.04030 0.02839 -0.0629 0.7847 1.0000
1.500 0.3645 0.04076 0.02882 -0.0581 0.7754 1.0000
1.750 0.3941 0.04114 0.02917 -0.0587 0.7709 1.0000
2.000 0.3919 0.04158 0.02959 -0.0541 0.7611 1.0000
2.250 0.4232 0.04191 0.02990 -0.0549 0.7567 1.0000
2.500 0.4216 0.04233 0.03031 -0.0505 0.7464 1.0000
2.750 0.4400 0.04268 0.03066 -0.0492 0.7397 1.0000
3.000 0.4531 0.04302 0.03101 -0.0471 0.7314 1.0000
3.250 0.4644 0.04339 0.03140 -0.0448 0.7229 1.0000
3.500 0.4865 0.04364 0.03168 -0.0440 0.7161 1.0000
3.750 0.4937 0.04403 0.03209 -0.0411 0.7063 1.0000
4.000 0.5220 0.04414 0.03226 -0.0411 0.7005 1.0000
4.250 0.5264 0.04457 0.03274 -0.0378 0.6896 1.0000
4.500 0.5445 0.04480 0.03302 -0.0364 0.6817 1.0000
4.750 0.5617 0.04501 0.03330 -0.0348 0.6729 1.0000
5.000 0.5705 0.04540 0.03375 -0.0322 0.6623 1.0000
5.250 0.5999 0.04528 0.03376 -0.0321 0.6563 1.0000
5.500 0.6056 0.04576 0.03430 -0.0291 0.6443 1.0000
5.750 0.6171 0.04613 0.03475 -0.0269 0.6337 1.0000
6.000 0.6454 0.04589 0.03464 -0.0265 0.6269 1.0000
6.250 0.6528 0.04640 0.03524 -0.0239 0.6147 1.0000
6.500 0.6658 0.04671 0.03566 -0.0218 0.6035 1.0000
6.750 0.6948 0.04630 0.03544 -0.0213 0.5967 1.0000
7.000 0.7040 0.04676 0.03602 -0.0188 0.5839 1.0000
7.250 0.7169 0.04709 0.03648 -0.0168 0.5720 1.0000
7.500 0.7495 0.04622 0.03586 -0.0162 0.5656 1.0000
7.750 0.7596 0.04666 0.03644 -0.0139 0.5524 1.0000
8.000 0.7731 0.04689 0.03683 -0.0118 0.5397 1.0000
8.250 0.7927 0.04667 0.03680 -0.0101 0.5288 1.0000
8.500 0.8222 0.04567 0.03608 -0.0089 0.5200 1.0000
8.750 0.8371 0.04576 0.03637 -0.0068 0.5063 1.0000
9.000 0.8546 0.04565 0.03648 -0.0048 0.4926 1.0000
9.250 0.8754 0.04522 0.03628 -0.0030 0.4784 1.0000
9.500 0.8995 0.04426 0.03559 -0.0009 0.4611 1.0000
10.000 0.9209 0.04234 0.03344 0.0068 0.3709 1.0000
10.250 0.9215 0.04317 0.03406 0.0101 0.3243 1.0000
10.500 0.9195 0.04454 0.03522 0.0132 0.2776 1.0000
10.750 0.9132 0.04647 0.03684 0.0161 0.2252 1.0000
11.000 0.9038 0.04899 0.03899 0.0187 0.1730 1.0000
11.250 0.8919 0.05211 0.04168 0.0209 0.1286 1.0000
11.500 0.8824 0.05528 0.04454 0.0228 0.1025 1.0000
11.750 0.8769 0.05820 0.04734 0.0243 0.0877 1.0000
12.000 0.8725 0.06112 0.05015 0.0256 0.0773 1.0000
12.250 0.8729 0.06359 0.05268 0.0268 0.0707 1.0000
12.500 0.8726 0.06618 0.05526 0.0280 0.0649 1.0000
12.750 0.8769 0.06835 0.05755 0.0291 0.0599 1.0000
13.000 0.8797 0.07065 0.05983 0.0301 0.0559 1.0000
13.250 0.8913 0.07217 0.06152 0.0316 0.0529 1.0000
13.500 0.9040 0.07373 0.06328 0.0329 0.0495 1.0000
13.750 0.9140 0.07553 0.06518 0.0339 0.0464 1.0000
14.000 0.9303 0.07707 0.06684 0.0352 0.0436 1.0000
14.250 0.9429 0.07934 0.06946 0.0362 0.0419 1.0000
14.500 0.9499 0.08218 0.07260 0.0369 0.0410 1.0000
14.750 0.9500 0.08570 0.07641 0.0372 0.0400 1.0000
15.000 0.9457 0.08967 0.08063 0.0371 0.0392 1.0000
15.250 0.9381 0.09397 0.08515 0.0365 0.0385 1.0000
15.500 0.9273 0.09891 0.09032 0.0355 0.0383 1.0000
15.750 0.9144 0.10421 0.09582 0.0339 0.0377 1.0000
16.000 0.8972 0.11054 0.10237 0.0315 0.0377 1.0000
16.250 0.8735 0.11858 0.11064 0.0277 0.0382 1.0000
16.500 0.8450 0.12859 0.12086 0.0224 0.0390 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 88-K-136/16 (ah88k136-il)