AH 93-K-130/15 (ah93k130-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 93-K-130/15 (ah93k130-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 42.44 at α=9.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah93k130-il-100000.txt Download as CSV file: xf-ah93k130-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: AH 93-K-130/15
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.3831 0.10524 0.10105 -0.0571 0.9778 0.0941
-8.750 -0.4094 0.10347 0.09935 -0.0577 0.9762 0.0945
-8.500 -0.4369 0.10200 0.09790 -0.0564 0.9744 0.0946
-8.250 -0.4649 0.10056 0.09645 -0.0545 0.9733 0.0948
-8.000 -0.4092 0.09373 0.08966 -0.0543 0.9717 0.0998
-7.750 -0.4201 0.09154 0.08748 -0.0533 0.9701 0.1019
-7.500 -0.4402 0.08979 0.08576 -0.0503 0.9692 0.1032
-7.250 -0.4599 0.08784 0.08381 -0.0476 0.9684 0.1049
-7.000 -0.4821 0.08582 0.08175 -0.0454 0.9688 0.1072
-6.750 -0.5173 0.08482 0.08059 -0.0414 0.9715 0.1090
-6.500 -0.5511 0.08430 0.07993 -0.0345 0.9781 0.1095
-6.250 -0.5822 0.08341 0.07907 -0.0259 0.9897 0.1094
-6.000 -0.6137 0.08246 0.07810 -0.0171 1.0000 0.1095
-5.750 -0.6093 0.07717 0.07295 -0.0156 1.0000 0.1113
-5.500 -0.6028 0.07433 0.07019 -0.0133 1.0000 0.1142
-5.000 -0.5952 0.06815 0.06369 -0.0113 1.0000 0.1278
-4.750 -0.5897 0.06587 0.06107 -0.0105 1.0000 0.1405
-4.500 -0.5800 0.06301 0.05838 -0.0085 1.0000 0.1460
-4.250 -0.5714 0.06031 0.05550 -0.0075 1.0000 0.1584
-4.000 -0.5614 0.05791 0.05293 -0.0064 1.0000 0.1724
-3.750 -0.5503 0.05563 0.05054 -0.0051 1.0000 0.1874
-3.500 -0.5385 0.05346 0.04830 -0.0037 1.0000 0.2036
-3.250 -0.5259 0.05154 0.04633 -0.0022 1.0000 0.2229
-3.000 -0.4740 0.04185 0.03436 -0.0018 1.0000 0.0926
-2.750 -0.4538 0.03945 0.03161 -0.0007 1.0000 0.0899
-2.500 -0.4292 0.03695 0.02823 0.0009 1.0000 0.0824
-2.250 -0.4071 0.03589 0.02677 0.0021 1.0000 0.0813
-1.750 -0.3356 0.03419 0.02470 -0.0021 0.9925 0.0896
-1.500 -0.2923 0.03398 0.02419 -0.0051 0.9852 0.0933
-1.250 -0.2516 0.03383 0.02403 -0.0082 0.9759 0.1024
-1.000 -0.2092 0.03417 0.02431 -0.0113 0.9706 0.1116
-0.250 -0.0276 0.03380 0.02687 -0.0329 0.9589 1.0000
0.000 0.1338 0.03589 0.02832 -0.0550 0.8689 1.0000
0.500 0.0989 0.03730 0.02965 -0.0431 0.9013 1.0000
0.750 0.1398 0.03813 0.03031 -0.0455 0.8756 1.0000
1.000 0.2467 0.03795 0.02985 -0.0556 0.8148 1.0000
1.250 0.2808 0.03853 0.03032 -0.0568 0.8067 1.0000
1.500 0.2913 0.03893 0.03066 -0.0543 0.7959 1.0000
1.750 0.3138 0.03944 0.03110 -0.0536 0.7868 1.0000
2.000 0.3436 0.03991 0.03151 -0.0541 0.7795 1.0000
2.250 0.3542 0.04037 0.03193 -0.0517 0.7696 1.0000
2.500 0.3959 0.04080 0.03232 -0.0539 0.7643 1.0000
2.750 0.4007 0.04123 0.03273 -0.0507 0.7536 1.0000
3.000 0.4212 0.04167 0.03314 -0.0497 0.7453 1.0000
3.250 0.4492 0.04202 0.03348 -0.0499 0.7385 1.0000
3.500 0.4609 0.04252 0.03398 -0.0478 0.7290 1.0000
3.750 0.4981 0.04272 0.03420 -0.0491 0.7239 1.0000
4.000 0.5062 0.04325 0.03473 -0.0466 0.7136 1.0000
4.250 0.5486 0.04328 0.03479 -0.0485 0.7096 1.0000
4.500 0.5548 0.04383 0.03537 -0.0457 0.6986 1.0000
4.750 0.5704 0.04429 0.03586 -0.0441 0.6894 1.0000
5.000 0.6057 0.04420 0.03582 -0.0449 0.6838 1.0000
5.250 0.6171 0.04473 0.03639 -0.0429 0.6734 1.0000
5.500 0.6590 0.04428 0.03604 -0.0442 0.6692 1.0000
5.750 0.6688 0.04479 0.03660 -0.0419 0.6578 1.0000
6.000 0.7119 0.04407 0.03599 -0.0432 0.6538 1.0000
6.250 0.7249 0.04438 0.03637 -0.0411 0.6424 1.0000
6.500 0.7397 0.04466 0.03675 -0.0393 0.6313 1.0000
6.750 0.7857 0.04333 0.03557 -0.0404 0.6273 1.0000
7.000 0.7994 0.04357 0.03590 -0.0383 0.6155 1.0000
7.250 0.8249 0.04310 0.03556 -0.0373 0.6062 1.0000
7.500 0.8688 0.04122 0.03388 -0.0376 0.6002 1.0000
7.750 0.9232 0.03814 0.03103 -0.0383 0.5960 1.0000
8.000 0.9582 0.03599 0.02909 -0.0371 0.5860 1.0000
8.250 0.9984 0.03345 0.02675 -0.0363 0.5756 1.0000
8.500 1.0569 0.02960 0.02315 -0.0370 0.5625 1.0000
8.750 1.1044 0.02683 0.02054 -0.0369 0.5379 1.0000
9.000 1.1186 0.02639 0.02011 -0.0337 0.5076 1.0000
9.250 1.1254 0.02652 0.02020 -0.0300 0.4726 1.0000
9.500 1.1289 0.02696 0.02049 -0.0260 0.4312 1.0000
9.750 1.1271 0.02787 0.02115 -0.0218 0.3825 1.0000
10.000 1.1182 0.02937 0.02230 -0.0172 0.3268 1.0000
10.250 1.1040 0.03146 0.02394 -0.0125 0.2667 1.0000
10.500 1.0877 0.03402 0.02600 -0.0082 0.2104 1.0000
10.750 1.0736 0.03674 0.02825 -0.0043 0.1663 1.0000
11.000 1.0648 0.03930 0.03041 -0.0011 0.1363 1.0000
11.250 1.0639 0.04143 0.03242 0.0015 0.1141 1.0000
11.500 1.0684 0.04329 0.03413 0.0037 0.0995 1.0000
11.750 1.0783 0.04490 0.03567 0.0055 0.0878 1.0000
12.000 1.0963 0.04632 0.03704 0.0070 0.0786 1.0000
12.250 1.1292 0.04769 0.03822 0.0075 0.0700 1.0000
12.500 1.1421 0.04935 0.04014 0.0089 0.0650 1.0000
12.750 1.1951 0.05181 0.04252 0.0076 0.0584 1.0000
13.000 1.2000 0.05393 0.04502 0.0096 0.0565 1.0000
13.250 1.2050 0.05630 0.04771 0.0114 0.0539 1.0000
13.500 1.2126 0.05885 0.05048 0.0128 0.0516 1.0000
13.750 1.2187 0.06185 0.05373 0.0143 0.0503 1.0000
14.000 1.2205 0.06516 0.05729 0.0158 0.0494 1.0000
14.250 1.2202 0.06884 0.06118 0.0172 0.0484 1.0000
14.500 1.2155 0.07366 0.06622 0.0185 0.0475 1.0000
15.000 1.1797 0.08266 0.07574 0.0214 0.0471 1.0000
15.250 1.1587 0.08699 0.08031 0.0223 0.0470 1.0000
15.500 1.1373 0.09178 0.08534 0.0227 0.0470 1.0000
15.750 1.1157 0.09705 0.09082 0.0224 0.0471 1.0000
16.000 1.0932 0.10202 0.09603 0.0216 0.0473 1.0000
16.250 1.0677 0.10740 0.10165 0.0197 0.0478 1.0000
16.500 0.7155 0.12704 0.12221 0.0131 0.0672 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 93-K-130/15 (ah93k130-il)