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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 93-157 (ah93157-il)