AH 93-K-131/15 (ah93k131-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 93-K-131/15 (ah93k131-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 25.04 at α=11° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah93k131-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ah93k131-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: AH 93-K-131/15
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.4556 0.11718 0.11170 -0.0197 1.0000 0.2313
-8.250 -0.4488 0.11382 0.10836 -0.0173 1.0000 0.2426
-8.000 -0.4809 0.11323 0.10789 -0.0158 1.0000 0.2469
-7.750 -0.4754 0.11002 0.10470 -0.0132 1.0000 0.2603
-7.500 -0.4786 0.10730 0.10203 -0.0108 1.0000 0.2712
-7.250 -0.5118 0.10642 0.10126 -0.0082 1.0000 0.2770
-7.000 -0.5133 0.10363 0.09850 -0.0054 1.0000 0.2905
-6.750 -0.5210 0.10111 0.09604 -0.0023 1.0000 0.3028
-6.500 -0.5637 0.10020 0.09523 0.0002 1.0000 0.3087
-6.250 -0.5752 0.09777 0.09284 0.0030 1.0000 0.3244
-6.000 -0.5562 0.09412 0.08921 0.0073 1.0000 0.3481
-5.750 -0.5725 0.09202 0.08717 0.0107 1.0000 0.3685
-5.500 -0.5691 0.08925 0.08444 0.0151 1.0000 0.3963
-4.750 -0.2556 0.07550 0.07007 0.0140 1.0000 0.8508
-4.500 -0.2813 0.07423 0.06888 0.0188 1.0000 0.8343
-4.250 -0.3392 0.07361 0.06844 0.0275 1.0000 0.7884
-3.500 -0.5171 0.05423 0.04691 -0.0058 1.0000 0.1964
-3.250 -0.4902 0.04998 0.04178 -0.0060 1.0000 0.1628
-3.000 -0.4666 0.04701 0.03815 -0.0052 1.0000 0.1491
-2.750 -0.4418 0.04485 0.03506 -0.0041 1.0000 0.1408
-2.500 -0.4202 0.04290 0.03273 -0.0033 1.0000 0.1424
-2.250 -0.3983 0.04116 0.03079 -0.0026 1.0000 0.1450
-2.000 -0.3744 0.03974 0.02898 -0.0019 1.0000 0.1456
-1.750 -0.3507 0.03862 0.02757 -0.0014 1.0000 0.1495
-1.500 -0.3265 0.03784 0.02642 -0.0009 1.0000 0.1576
-1.250 -0.3009 0.03698 0.02552 -0.0008 1.0000 0.1660
-1.000 -0.2708 0.03648 0.02489 -0.0014 1.0000 0.1789
-0.750 -0.2421 0.03621 0.02451 -0.0018 1.0000 0.2018
-0.500 -0.1315 0.03427 0.02527 -0.0158 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1161 0.03478 0.02535 -0.0145 1.0000 1.0000
0.000 -0.1009 0.03533 0.02556 -0.0133 1.0000 1.0000
0.250 -0.0857 0.03591 0.02584 -0.0122 1.0000 1.0000
0.500 -0.0704 0.03653 0.02621 -0.0111 1.0000 1.0000
0.750 -0.0552 0.03719 0.02665 -0.0102 1.0000 1.0000
1.000 -0.0399 0.03788 0.02714 -0.0093 1.0000 1.0000
1.250 -0.0246 0.03861 0.02768 -0.0085 1.0000 1.0000
1.500 -0.0094 0.03938 0.02829 -0.0077 1.0000 1.0000
1.750 0.0059 0.04019 0.02895 -0.0070 1.0000 1.0000
2.000 0.0211 0.04104 0.02967 -0.0063 1.0000 1.0000
2.250 0.0363 0.04193 0.03043 -0.0057 1.0000 1.0000
2.500 0.0514 0.04286 0.03126 -0.0052 1.0000 1.0000
2.750 0.0664 0.04384 0.03215 -0.0047 1.0000 1.0000
3.000 0.0813 0.04486 0.03309 -0.0042 1.0000 1.0000
3.250 0.0961 0.04593 0.03409 -0.0038 1.0000 1.0000
3.500 0.1108 0.04704 0.03513 -0.0035 1.0000 1.0000
3.750 0.1253 0.04821 0.03625 -0.0032 1.0000 1.0000
4.250 0.2119 0.05416 0.04213 -0.0143 0.9706 1.0000
4.500 0.2474 0.05632 0.04430 -0.0182 0.9456 1.0000
4.750 0.2834 0.05914 0.04711 -0.0218 0.9274 1.0000
5.000 0.3046 0.06054 0.04856 -0.0226 0.9045 1.0000
5.250 0.3326 0.06280 0.05085 -0.0245 0.8872 1.0000
5.500 0.3604 0.06525 0.05334 -0.0264 0.8715 1.0000
5.750 0.3771 0.06704 0.05518 -0.0265 0.8574 1.0000
6.000 0.3901 0.06855 0.05676 -0.0261 0.8427 1.0000
6.250 0.4078 0.07050 0.05876 -0.0264 0.8294 1.0000
6.500 0.4269 0.07253 0.06087 -0.0270 0.8155 1.0000
6.750 0.4452 0.07455 0.06296 -0.0274 0.8015 1.0000
7.000 0.4638 0.07660 0.06509 -0.0279 0.7870 1.0000
7.250 0.4934 0.07925 0.06788 -0.0296 0.7701 1.0000
7.500 0.5528 0.07756 0.06632 -0.0298 0.6964 1.0000
7.750 0.5941 0.07808 0.06702 -0.0307 0.6705 1.0000
8.000 0.6023 0.07912 0.06815 -0.0293 0.6520 1.0000
8.250 0.6256 0.08004 0.06921 -0.0290 0.6331 1.0000
8.500 0.6672 0.08046 0.06983 -0.0298 0.6144 1.0000
8.750 0.6768 0.08167 0.07119 -0.0285 0.5965 1.0000
9.000 0.6937 0.08266 0.07234 -0.0277 0.5782 1.0000
9.250 0.7261 0.08284 0.07274 -0.0274 0.5593 1.0000
9.500 0.7598 0.08248 0.07261 -0.0267 0.5401 1.0000
9.750 0.7703 0.08344 0.07376 -0.0251 0.5196 1.0000
10.000 0.8279 0.07995 0.07065 -0.0237 0.4985 1.0000
10.250 0.8334 0.08103 0.07188 -0.0216 0.4760 1.0000
10.500 0.9159 0.07226 0.06372 -0.0180 0.4519 1.0000
10.750 1.1089 0.04434 0.03655 -0.0094 0.3769 1.0000
11.000 1.1127 0.04444 0.03608 -0.0046 0.3133 1.0000
11.250 1.1121 0.04610 0.03709 -0.0007 0.2607 1.0000
11.500 1.1143 0.04824 0.03872 0.0024 0.2187 1.0000
11.750 1.1182 0.05064 0.04096 0.0048 0.1866 1.0000
12.000 1.1330 0.05297 0.04307 0.0067 0.1580 1.0000
12.250 1.1612 0.05546 0.04532 0.0075 0.1330 1.0000
12.500 1.1824 0.05854 0.04855 0.0086 0.1184 1.0000
12.750 1.2049 0.06185 0.05190 0.0092 0.1066 1.0000
13.000 1.1965 0.06519 0.05570 0.0118 0.1033 1.0000
13.250 1.1960 0.06888 0.05972 0.0136 0.0997 1.0000
13.500 1.2149 0.07311 0.06395 0.0141 0.0939 1.0000
13.750 1.1953 0.07688 0.06807 0.0164 0.0933 1.0000
14.000 1.1742 0.08103 0.07254 0.0183 0.0929 1.0000
14.250 1.1518 0.08559 0.07738 0.0195 0.0928 1.0000
14.500 1.1281 0.09059 0.08262 0.0202 0.0930 1.0000
14.750 1.1038 0.09604 0.08828 0.0202 0.0933 1.0000
15.000 1.0795 0.10197 0.09439 0.0195 0.0938 1.0000
15.250 1.0565 0.10837 0.10093 0.0181 0.0943 1.0000
15.500 0.8713 0.14961 0.14220 -0.0093 0.1317 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 93-K-131/15 (ah93k131-il)