AH 93-K-130/15 (ah93k130-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 93-K-130/15 (ah93k130-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 25.05 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah93k130-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ah93k130-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.4377 0.12120 0.11551 -0.0228 1.0000 0.2172
-8.750 -0.4430 0.11911 0.11343 -0.0210 1.0000 0.2261
-8.500 -0.4798 0.11907 0.11355 -0.0202 1.0000 0.2288
-8.250 -0.4608 0.11464 0.10908 -0.0177 1.0000 0.2413
-8.000 -0.4679 0.11193 0.10643 -0.0158 1.0000 0.2484
-7.750 -0.4871 0.11053 0.10510 -0.0137 1.0000 0.2572
-7.500 -0.4841 0.10733 0.10194 -0.0114 1.0000 0.2677
-7.250 -0.5224 0.10662 0.10135 -0.0087 1.0000 0.2729
-7.000 -0.5197 0.10349 0.09825 -0.0060 1.0000 0.2859
-6.750 -0.5680 0.10285 0.09772 -0.0038 1.0000 0.2892
-6.500 -0.5722 0.09999 0.09490 -0.0009 1.0000 0.3041
-6.250 -0.5824 0.09742 0.09237 0.0018 1.0000 0.3193
-6.000 -0.5638 0.09393 0.08891 0.0065 1.0000 0.3460
-5.750 -0.5888 0.09204 0.08707 0.0094 1.0000 0.3644
-5.500 -0.5680 0.08902 0.08410 0.0156 1.0000 0.4053
-4.750 -0.2845 0.07620 0.07070 0.0174 1.0000 0.8215
-4.500 -0.3019 0.07459 0.06917 0.0212 1.0000 0.8184
-4.250 -0.3548 0.07354 0.06831 0.0287 1.0000 0.7746
-4.000 -0.4106 0.07203 0.06697 0.0356 1.0000 0.7321
-3.750 -0.4683 0.07052 0.06562 0.0436 1.0000 0.7091
-3.500 -0.5078 0.05249 0.04446 -0.0070 1.0000 0.1673
-3.250 -0.4852 0.04911 0.04046 -0.0062 1.0000 0.1518
-3.000 -0.4649 0.04661 0.03759 -0.0053 1.0000 0.1495
-2.750 -0.4430 0.04433 0.03481 -0.0045 1.0000 0.1466
-2.500 -0.4188 0.04226 0.03208 -0.0035 1.0000 0.1421
-2.250 -0.3950 0.04065 0.02997 -0.0027 1.0000 0.1413
-2.000 -0.3730 0.03939 0.02856 -0.0021 1.0000 0.1473
-1.750 -0.3491 0.03842 0.02717 -0.0014 1.0000 0.1526
-1.500 -0.3237 0.03733 0.02586 -0.0011 1.0000 0.1570
-1.250 -0.2981 0.03664 0.02500 -0.0009 1.0000 0.1667
-1.000 -0.2687 0.03621 0.02444 -0.0015 1.0000 0.1834
-0.750 -0.1473 0.03346 0.02521 -0.0176 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1294 0.03397 0.02480 -0.0159 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1141 0.03447 0.02490 -0.0145 1.0000 1.0000
0.000 -0.0989 0.03501 0.02511 -0.0133 1.0000 1.0000
0.250 -0.0837 0.03558 0.02541 -0.0122 1.0000 1.0000
0.500 -0.0685 0.03619 0.02576 -0.0111 1.0000 1.0000
0.750 -0.0533 0.03684 0.02619 -0.0102 1.0000 1.0000
1.000 -0.0381 0.03752 0.02668 -0.0093 1.0000 1.0000
1.250 -0.0228 0.03824 0.02723 -0.0084 1.0000 1.0000
1.500 -0.0075 0.03900 0.02783 -0.0076 1.0000 1.0000
1.750 0.0077 0.03980 0.02847 -0.0069 1.0000 1.0000
2.000 0.0229 0.04064 0.02918 -0.0062 1.0000 1.0000
2.250 0.0381 0.04152 0.02995 -0.0056 1.0000 1.0000
2.500 0.0531 0.04244 0.03077 -0.0050 1.0000 1.0000
2.750 0.0681 0.04341 0.03164 -0.0045 1.0000 1.0000
3.000 0.0830 0.04442 0.03258 -0.0040 1.0000 1.0000
3.250 0.0978 0.04547 0.03357 -0.0036 1.0000 1.0000
3.500 0.1125 0.04658 0.03462 -0.0032 1.0000 1.0000
3.750 0.1270 0.04773 0.03572 -0.0029 1.0000 1.0000
4.000 0.1463 0.04917 0.03713 -0.0037 0.9977 1.0000
4.250 0.1945 0.05236 0.04029 -0.0103 0.9794 1.0000
4.500 0.2381 0.05529 0.04323 -0.0158 0.9581 1.0000
4.750 0.2690 0.05740 0.04535 -0.0187 0.9351 1.0000
5.000 0.3022 0.05984 0.04783 -0.0217 0.9158 1.0000
5.250 0.3360 0.06267 0.05070 -0.0247 0.8990 1.0000
5.500 0.3486 0.06375 0.05182 -0.0240 0.8803 1.0000
5.750 0.3702 0.06566 0.05378 -0.0249 0.8636 1.0000
6.000 0.3922 0.06772 0.05590 -0.0258 0.8485 1.0000
6.250 0.4140 0.06985 0.05810 -0.0267 0.8343 1.0000
6.500 0.4353 0.07201 0.06036 -0.0275 0.8203 1.0000
6.750 0.4549 0.07409 0.06252 -0.0281 0.8063 1.0000
7.000 0.4787 0.07644 0.06497 -0.0292 0.7913 1.0000
7.250 0.4913 0.07801 0.06662 -0.0287 0.7766 1.0000
7.500 0.5534 0.07599 0.06478 -0.0292 0.7011 1.0000
7.750 0.5855 0.07673 0.06565 -0.0296 0.6790 1.0000
8.000 0.6048 0.07770 0.06676 -0.0292 0.6605 1.0000
8.250 0.6415 0.07832 0.06760 -0.0299 0.6416 1.0000
8.500 0.6607 0.07925 0.06867 -0.0293 0.6233 1.0000
8.750 0.6781 0.08019 0.06977 -0.0285 0.6046 1.0000
9.000 0.7154 0.08022 0.07007 -0.0286 0.5852 1.0000
9.250 0.7392 0.08058 0.07062 -0.0277 0.5655 1.0000
9.500 0.7606 0.08083 0.07108 -0.0265 0.5448 1.0000
9.750 0.8069 0.07870 0.06927 -0.0254 0.5233 1.0000
10.000 0.8329 0.07763 0.06851 -0.0233 0.4997 1.0000
10.250 0.8759 0.07404 0.06529 -0.0205 0.4743 1.0000
10.500 1.0783 0.04414 0.03642 -0.0114 0.4027 1.0000
10.750 1.0838 0.04326 0.03476 -0.0055 0.3192 1.0000
11.000 1.0743 0.04545 0.03624 -0.0011 0.2600 1.0000
11.250 1.0733 0.04792 0.03816 0.0022 0.2137 1.0000
11.500 1.0884 0.05003 0.03984 0.0043 0.1756 1.0000
11.750 1.1216 0.05213 0.04175 0.0051 0.1466 1.0000
12.000 1.1616 0.05474 0.04443 0.0050 0.1277 1.0000
12.500 1.2197 0.06166 0.05165 0.0053 0.1081 1.0000
12.750 1.2154 0.06511 0.05557 0.0079 0.1062 1.0000
13.000 1.2067 0.06869 0.05952 0.0106 0.1046 1.0000
13.250 1.1941 0.07237 0.06353 0.0130 0.1032 1.0000
13.500 1.1783 0.07625 0.06775 0.0152 0.1022 1.0000
13.750 1.1579 0.08048 0.07225 0.0171 0.1018 1.0000
14.000 1.1308 0.08534 0.07734 0.0185 0.1025 1.0000
14.250 1.1000 0.09094 0.08320 0.0190 0.1038 1.0000
14.500 1.0689 0.09720 0.08966 0.0186 0.1053 1.0000
14.750 1.0393 0.10406 0.09667 0.0172 0.1068 1.0000
15.000 1.0131 0.11139 0.10409 0.0151 0.1081 1.0000
15.250 0.9914 0.11901 0.11177 0.0125 0.1091 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 93-K-130/15 (ah93k130-il)