Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

AH 93-157 (ah93157-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: AH 93-157 (ah93157-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 4.66 at α=11°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-ah93157-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-ah93157-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: AH 93-157                                       
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.500  -0.4510   0.12207   0.11662  -0.0142   1.0000   0.2920
  -8.250  -0.4385   0.11858   0.11313  -0.0122   1.0000   0.3012
  -8.000  -0.4895   0.11893   0.11365  -0.0101   1.0000   0.3097
  -7.750  -0.4691   0.11522   0.10992  -0.0079   1.0000   0.3244
  -7.500  -0.4616   0.11220   0.10691  -0.0058   1.0000   0.3367
  -7.250  -0.4674   0.10999   0.10475  -0.0032   1.0000   0.3525
  -6.750  -0.4827   0.10602   0.10088   0.0027   1.0000   0.3882
  -6.500  -0.5015   0.10454   0.09948   0.0065   1.0000   0.4074
  -6.250  -0.5311   0.10343   0.09848   0.0112   1.0000   0.4257
  -6.000  -0.5084   0.10061   0.09564   0.0141   1.0000   0.4579
  -5.000  -0.6459   0.06475   0.05787  -0.0128   1.0000   0.1641
  -4.750  -0.6325   0.06119   0.05411  -0.0119   1.0000   0.1581
  -4.500  -0.6184   0.05657   0.04873  -0.0116   1.0000   0.1491
  -4.250  -0.6014   0.05358   0.04516  -0.0107   1.0000   0.1454
  -4.000  -0.5842   0.05077   0.04198  -0.0098   1.0000   0.1439
  -3.750  -0.5657   0.04847   0.03917  -0.0089   1.0000   0.1446
  -3.500  -0.5464   0.04651   0.03665  -0.0080   1.0000   0.1476
  -3.250  -0.5278   0.04470   0.03475  -0.0073   1.0000   0.1510
  -3.000  -0.5078   0.04331   0.03312  -0.0064   1.0000   0.1558
  -2.750  -0.4867   0.04232   0.03159  -0.0055   1.0000   0.1629
  -2.500  -0.4669   0.04108   0.03042  -0.0048   1.0000   0.1706
  -2.250  -0.4461   0.04026   0.02939  -0.0040   1.0000   0.1820
  -2.000  -0.4247   0.03963   0.02864  -0.0032   1.0000   0.1960
  -1.750  -0.4031   0.03914   0.02827  -0.0024   1.0000   0.2153
  -1.500  -0.2309   0.04109   0.03349  -0.0201   1.0000   1.0000
  -1.250  -0.2222   0.04130   0.03333  -0.0181   1.0000   1.0000
  -1.000  -0.2138   0.04153   0.03325  -0.0161   1.0000   1.0000
  -0.750  -0.2053   0.04178   0.03324  -0.0142   1.0000   1.0000
  -0.500  -0.1969   0.04206   0.03328  -0.0123   1.0000   1.0000
  -0.250  -0.1883   0.04237   0.03338  -0.0105   1.0000   1.0000
   0.000  -0.1797   0.04270   0.03351  -0.0087   1.0000   1.0000
   0.250  -0.1709   0.04306   0.03368  -0.0069   1.0000   1.0000
   0.500  -0.1619   0.04346   0.03390  -0.0053   1.0000   1.0000
   0.750  -0.1528   0.04388   0.03416  -0.0036   1.0000   1.0000
   1.000  -0.1435   0.04434   0.03447  -0.0021   1.0000   1.0000
   1.250  -0.1341   0.04483   0.03482  -0.0006   1.0000   1.0000
   1.500  -0.1243   0.04537   0.03523   0.0008   1.0000   1.0000
   1.750  -0.1141   0.04596   0.03570   0.0020   1.0000   1.0000
   2.000  -0.1024   0.04667   0.03628   0.0029   0.9996   1.0000
   2.250  -0.0684   0.04886   0.03831  -0.0007   0.9892   1.0000
   2.500  -0.0365   0.05094   0.04025  -0.0038   0.9766   1.0000
   2.750  -0.0074   0.05283   0.04202  -0.0063   0.9630   1.0000
   3.000   0.0187   0.05458   0.04367  -0.0081   0.9498   1.0000
   3.250   0.0444   0.05638   0.04538  -0.0098   0.9367   1.0000
   3.500   0.0733   0.05870   0.04760  -0.0120   0.9250   1.0000
   3.750   0.1006   0.06068   0.04951  -0.0139   0.9110   1.0000
   4.000   0.1188   0.06177   0.05055  -0.0142   0.8967   1.0000
   4.250   0.1348   0.06290   0.05164  -0.0141   0.8836   1.0000
   4.500   0.1525   0.06438   0.05309  -0.0144   0.8714   1.0000
   4.750   0.1776   0.06666   0.05533  -0.0159   0.8612   1.0000
   5.000   0.2033   0.06871   0.05735  -0.0173   0.8483   1.0000
   5.250   0.2141   0.06958   0.05821  -0.0166   0.8352   1.0000
   5.500   0.2276   0.07104   0.05967  -0.0163   0.8246   1.0000
   5.750   0.2583   0.07401   0.06262  -0.0187   0.8150   1.0000
   6.000   0.2714   0.07509   0.06372  -0.0183   0.8018   1.0000
   6.250   0.2795   0.07627   0.06492  -0.0174   0.7911   1.0000
   6.500   0.3062   0.07910   0.06776  -0.0192   0.7824   1.0000
   6.750   0.3209   0.08052   0.06921  -0.0192   0.7698   1.0000
   7.000   0.3275   0.08184   0.07056  -0.0184   0.7597   1.0000
   7.250   0.3579   0.08509   0.07384  -0.0207   0.7509   1.0000
   7.500   0.3647   0.08608   0.07488  -0.0198   0.7387   1.0000
   7.750   0.3731   0.08784   0.07668  -0.0195   0.7299   1.0000
   8.000   0.4083   0.09147   0.08037  -0.0222   0.7200   1.0000
   8.250   0.4045   0.09199   0.08094  -0.0205   0.7089   1.0000
   8.500   0.4180   0.09438   0.08340  -0.0209   0.7011   1.0000
   8.750   0.4463   0.09738   0.08648  -0.0227   0.6897   1.0000
   9.000   0.4430   0.09842   0.08757  -0.0214   0.6797   1.0000
   9.250   0.4627   0.10140   0.09062  -0.0226   0.6721   1.0000
   9.500   0.4825   0.10381   0.09314  -0.0234   0.6597   1.0000
   9.750   0.4803   0.10530   0.09469  -0.0226   0.6504   1.0000
  10.000   0.5031   0.10860   0.09808  -0.0240   0.6423   1.0000
  10.250   0.5158   0.11068   0.10025  -0.0244   0.6300   1.0000
  10.500   0.5158   0.11265   0.10229  -0.0240   0.6216   1.0000
  10.750   0.5402   0.11614   0.10591  -0.0256   0.6122   1.0000
  11.000   0.5514   0.11826   0.10813  -0.0259   0.5996   1.0000
  11.250   0.5501   0.12028   0.11022  -0.0256   0.5907   1.0000
  11.500   0.5703   0.12368   0.11374  -0.0269   0.5812   1.0000
  11.750   0.5896   0.12658   0.11677  -0.0278   0.5683   1.0000
  12.000   0.5834   0.12827   0.11853  -0.0274   0.5586   1.0000
  12.250   0.5973   0.13147   0.12184  -0.0284   0.5493   1.0000
  12.500   0.6221   0.13519   0.12571  -0.0297   0.5367   1.0000
  12.750   0.6219   0.13689   0.12750  -0.0297   0.5243   1.0000
  13.000   0.6235   0.13955   0.13024  -0.0302   0.5151   1.0000
  13.250   0.6402   0.14304   0.13386  -0.0312   0.5041   1.0000
  13.500   0.6610   0.14665   0.13763  -0.0322   0.4904   1.0000
  13.750   0.6650   0.14879   0.13988  -0.0326   0.4772   1.0000
  14.000   0.6649   0.15119   0.14235  -0.0331   0.4653   1.0000
<< Back to AH 93-157 (ah93157-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to AH 93-157 (ah93157-il)