AH 93-156 (ah93156-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 93-156 (ah93156-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.8 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah93156-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ah93156-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: AH 93-156
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 -0.4443 0.12803 0.12251 -0.0174 1.0000 0.2678
-8.750 -0.4358 0.12477 0.11926 -0.0154 1.0000 0.2778
-8.500 -0.4723 0.12443 0.11905 -0.0142 1.0000 0.2852
-8.250 -0.4572 0.12091 0.11553 -0.0119 1.0000 0.2990
-8.000 -0.4558 0.11807 0.11270 -0.0099 1.0000 0.3095
-7.750 -0.5037 0.11803 0.11283 -0.0077 1.0000 0.3180
-7.500 -0.4949 0.11492 0.10971 -0.0053 1.0000 0.3334
-7.250 -0.4888 0.11195 0.10675 -0.0030 1.0000 0.3482
-7.000 -0.4881 0.10931 0.10414 -0.0006 1.0000 0.3626
-6.750 -0.4993 0.10728 0.10217 0.0025 1.0000 0.3801
-6.500 -0.5163 0.10557 0.10053 0.0061 1.0000 0.3980
-6.250 -0.4961 0.10264 0.09758 0.0089 1.0000 0.4268
-6.000 -0.4940 0.10038 0.09536 0.0123 1.0000 0.4543
-5.750 -0.4934 0.09837 0.09338 0.0162 1.0000 0.4852
-5.000 -0.6493 0.06657 0.05990 -0.0126 1.0000 0.1719
-4.750 -0.6354 0.06121 0.05401 -0.0125 1.0000 0.1545
-4.500 -0.6216 0.05760 0.05005 -0.0118 1.0000 0.1510
-4.250 -0.6058 0.05413 0.04607 -0.0111 1.0000 0.1480
-4.000 -0.5872 0.05085 0.04207 -0.0103 1.0000 0.1446
-3.750 -0.5672 0.04837 0.03890 -0.0094 1.0000 0.1431
-3.500 -0.5494 0.04659 0.03706 -0.0086 1.0000 0.1478
-3.250 -0.5295 0.04496 0.03506 -0.0077 1.0000 0.1521
-3.000 -0.5080 0.04343 0.03303 -0.0068 1.0000 0.1557
-2.750 -0.4879 0.04207 0.03155 -0.0061 1.0000 0.1628
-2.500 -0.4667 0.04117 0.03031 -0.0053 1.0000 0.1720
-2.250 -0.4458 0.04018 0.02931 -0.0045 1.0000 0.1820
-2.000 -0.4245 0.03950 0.02859 -0.0037 1.0000 0.1975
-1.750 -0.4018 0.03902 0.02810 -0.0028 1.0000 0.2174
-1.500 -0.2315 0.04099 0.03330 -0.0203 1.0000 1.0000
-1.250 -0.2225 0.04116 0.03311 -0.0183 1.0000 1.0000
-1.000 -0.2137 0.04136 0.03299 -0.0164 1.0000 1.0000
-0.750 -0.2050 0.04159 0.03295 -0.0144 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1963 0.04183 0.03297 -0.0125 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1874 0.04211 0.03303 -0.0107 1.0000 1.0000
0.000 -0.1786 0.04242 0.03313 -0.0088 1.0000 1.0000
0.250 -0.1696 0.04276 0.03329 -0.0071 1.0000 1.0000
0.500 -0.1605 0.04313 0.03349 -0.0054 1.0000 1.0000
0.750 -0.1512 0.04353 0.03373 -0.0037 1.0000 1.0000
1.000 -0.1418 0.04397 0.03403 -0.0022 1.0000 1.0000
1.250 -0.1322 0.04445 0.03435 -0.0007 1.0000 1.0000
1.500 -0.1224 0.04498 0.03476 0.0007 1.0000 1.0000
1.750 -0.1121 0.04556 0.03521 0.0020 1.0000 1.0000
2.000 -0.1014 0.04621 0.03575 0.0031 1.0000 1.0000
2.250 -0.0805 0.04754 0.03694 0.0021 0.9962 1.0000
2.500 -0.0447 0.05001 0.03925 -0.0017 0.9847 1.0000
2.750 -0.0117 0.05226 0.04137 -0.0050 0.9717 1.0000
3.000 0.0178 0.05422 0.04322 -0.0075 0.9578 1.0000
3.250 0.0445 0.05596 0.04488 -0.0094 0.9434 1.0000
3.500 0.0681 0.05751 0.04635 -0.0107 0.9293 1.0000
3.750 0.0898 0.05900 0.04778 -0.0117 0.9154 1.0000
4.000 0.1098 0.06049 0.04922 -0.0123 0.9027 1.0000
4.250 0.1309 0.06219 0.05088 -0.0132 0.8909 1.0000
4.500 0.1613 0.06488 0.05350 -0.0155 0.8803 1.0000
4.750 0.1803 0.06621 0.05481 -0.0159 0.8668 1.0000
5.000 0.1935 0.06722 0.05581 -0.0155 0.8540 1.0000
5.250 0.2082 0.06865 0.05723 -0.0154 0.8431 1.0000
5.500 0.2350 0.07122 0.05978 -0.0171 0.8337 1.0000
5.750 0.2552 0.07289 0.06145 -0.0178 0.8209 1.0000
6.000 0.2635 0.07384 0.06242 -0.0168 0.8093 1.0000
6.250 0.2808 0.07580 0.06440 -0.0173 0.7999 1.0000
6.500 0.3116 0.07867 0.06729 -0.0195 0.7889 1.0000
6.750 0.3154 0.07933 0.06798 -0.0181 0.7770 1.0000
7.000 0.3297 0.08128 0.06996 -0.0183 0.7683 1.0000
7.250 0.3638 0.08460 0.07333 -0.0210 0.7572 1.0000
7.500 0.3635 0.08509 0.07386 -0.0193 0.7455 1.0000
7.750 0.3756 0.08706 0.07588 -0.0194 0.7366 1.0000
8.000 0.4078 0.09037 0.07925 -0.0217 0.7258 1.0000
8.250 0.4095 0.09123 0.08017 -0.0205 0.7142 1.0000
8.500 0.4185 0.09320 0.08222 -0.0205 0.7050 1.0000
8.750 0.4472 0.09643 0.08552 -0.0224 0.6950 1.0000
9.000 0.4546 0.09787 0.08704 -0.0220 0.6828 1.0000
9.250 0.4592 0.09976 0.08899 -0.0217 0.6735 1.0000
9.500 0.4821 0.10282 0.09216 -0.0231 0.6641 1.0000
9.750 0.5066 0.10560 0.09505 -0.0244 0.6508 1.0000
10.000 0.4982 0.10676 0.09627 -0.0232 0.6418 1.0000
10.250 0.5134 0.10958 0.09918 -0.0240 0.6327 1.0000
10.500 0.5374 0.11264 0.10235 -0.0253 0.6204 1.0000
10.750 0.5414 0.11442 0.10424 -0.0252 0.6087 1.0000
11.000 0.5451 0.11679 0.10670 -0.0253 0.5994 1.0000
11.250 0.5658 0.12016 0.11018 -0.0266 0.5899 1.0000
11.500 0.5859 0.12306 0.11320 -0.0275 0.5760 1.0000
11.750 0.5820 0.12479 0.11501 -0.0272 0.5655 1.0000
12.000 0.5892 0.12751 0.11785 -0.0277 0.5550 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 93-156 (ah93156-il)