AH 93-K-132/15 (ah93k132-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 93-K-132/15 (ah93k132-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 25.83 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah93k132-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ah93k132-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: AH 93-K-132/15
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 -0.4736 0.12018 0.11472 -0.0198 1.0000 0.2323
-8.250 -0.4544 0.11572 0.11024 -0.0174 1.0000 0.2435
-8.000 -0.4948 0.11563 0.11030 -0.0161 1.0000 0.2475
-7.750 -0.4791 0.11157 0.10623 -0.0137 1.0000 0.2604
-7.500 -0.4802 0.10858 0.10329 -0.0115 1.0000 0.2700
-7.250 -0.5162 0.10786 0.10269 -0.0089 1.0000 0.2769
-7.000 -0.5125 0.10467 0.09953 -0.0063 1.0000 0.2900
-6.750 -0.5183 0.10197 0.09688 -0.0035 1.0000 0.3018
-6.500 -0.5671 0.10131 0.09634 -0.0008 1.0000 0.3080
-6.250 -0.4251 0.09435 0.08971 -0.0005 1.0000 0.3489
-6.000 -0.5576 0.09486 0.08997 0.0060 1.0000 0.3444
-5.750 -0.5660 0.09247 0.08763 0.0095 1.0000 0.3651
-4.750 -0.4973 0.08217 0.07738 0.0307 1.0000 0.5752
-4.500 -0.4684 0.07944 0.07462 0.0342 1.0000 0.6406
-4.250 -0.4652 0.07648 0.07170 0.0367 1.0000 0.6607
-4.000 -0.4942 0.07410 0.06942 0.0410 1.0000 0.6504
-3.750 -0.5187 0.05351 0.04572 -0.0106 1.0000 0.1404
-3.500 -0.4960 0.05001 0.04144 -0.0098 1.0000 0.1270
-3.250 -0.4755 0.04708 0.03823 -0.0090 1.0000 0.1232
-3.000 -0.4510 0.04426 0.03462 -0.0080 1.0000 0.1159
-2.750 -0.4266 0.04242 0.03212 -0.0068 1.0000 0.1128
-2.500 -0.4026 0.04060 0.02987 -0.0060 1.0000 0.1130
-2.250 -0.3796 0.03887 0.02807 -0.0056 1.0000 0.1187
-2.000 -0.3550 0.03772 0.02660 -0.0049 1.0000 0.1249
-1.750 -0.3284 0.03652 0.02520 -0.0044 1.0000 0.1316
-1.500 -0.3007 0.03574 0.02436 -0.0044 1.0000 0.1490
-1.250 -0.1800 0.03248 0.02428 -0.0176 1.0000 1.0000
-1.000 -0.1656 0.03283 0.02411 -0.0160 1.0000 1.0000
-0.750 -0.1514 0.03321 0.02407 -0.0144 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1372 0.03362 0.02416 -0.0130 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1229 0.03408 0.02432 -0.0117 1.0000 1.0000
0.000 -0.1084 0.03457 0.02455 -0.0104 1.0000 1.0000
0.250 -0.0938 0.03510 0.02484 -0.0093 1.0000 1.0000
0.500 -0.0790 0.03568 0.02517 -0.0082 1.0000 1.0000
0.750 -0.0641 0.03629 0.02559 -0.0072 1.0000 1.0000
1.000 -0.0491 0.03694 0.02606 -0.0063 1.0000 1.0000
1.250 -0.0341 0.03763 0.02658 -0.0055 1.0000 1.0000
1.500 -0.0190 0.03837 0.02717 -0.0047 1.0000 1.0000
1.750 -0.0039 0.03914 0.02779 -0.0040 1.0000 1.0000
2.000 0.0113 0.03996 0.02849 -0.0034 1.0000 1.0000
2.250 0.0264 0.04082 0.02924 -0.0028 1.0000 1.0000
2.500 0.0415 0.04173 0.03005 -0.0023 1.0000 1.0000
2.750 0.0565 0.04268 0.03091 -0.0018 1.0000 1.0000
3.000 0.0715 0.04368 0.03184 -0.0014 1.0000 1.0000
3.250 0.0864 0.04473 0.03282 -0.0011 1.0000 1.0000
3.500 0.1012 0.04582 0.03386 -0.0008 1.0000 1.0000
3.750 0.1158 0.04697 0.03497 -0.0005 1.0000 1.0000
4.000 0.1447 0.04902 0.03697 -0.0032 0.9947 1.0000
4.250 0.1937 0.05222 0.04016 -0.0100 0.9740 1.0000
4.500 0.2318 0.05471 0.04266 -0.0144 0.9498 1.0000
4.750 0.2727 0.05780 0.04576 -0.0189 0.9308 1.0000
5.000 0.2940 0.05922 0.04722 -0.0197 0.9071 1.0000
5.250 0.3250 0.06164 0.04968 -0.0222 0.8889 1.0000
5.500 0.3545 0.06425 0.05234 -0.0244 0.8727 1.0000
5.750 0.3648 0.06536 0.05352 -0.0234 0.8557 1.0000
6.000 0.3855 0.06732 0.05553 -0.0242 0.8400 1.0000
6.250 0.4079 0.06946 0.05775 -0.0252 0.8253 1.0000
6.500 0.4325 0.07177 0.06017 -0.0264 0.8100 1.0000
7.000 0.5167 0.07268 0.06130 -0.0285 0.7252 1.0000
7.250 0.5343 0.07339 0.06210 -0.0278 0.7041 1.0000
7.500 0.5673 0.07422 0.06311 -0.0285 0.6839 1.0000
7.750 0.5836 0.07519 0.06420 -0.0279 0.6659 1.0000
8.000 0.6103 0.07604 0.06521 -0.0280 0.6480 1.0000
8.250 0.6491 0.07652 0.06592 -0.0289 0.6305 1.0000
8.500 0.6622 0.07759 0.06713 -0.0279 0.6126 1.0000
8.750 0.6803 0.07853 0.06823 -0.0272 0.5944 1.0000
9.000 0.7118 0.07875 0.06868 -0.0271 0.5759 1.0000
9.250 0.7541 0.07784 0.06808 -0.0268 0.5573 1.0000
9.500 0.7595 0.07916 0.06955 -0.0250 0.5366 1.0000
9.750 0.8104 0.07644 0.06719 -0.0239 0.5157 1.0000
10.000 0.8265 0.07647 0.06746 -0.0218 0.4929 1.0000
10.250 0.9336 0.06426 0.05601 -0.0179 0.4689 1.0000
10.500 1.0919 0.04252 0.03489 -0.0114 0.3936 1.0000
10.750 1.0963 0.04244 0.03426 -0.0064 0.3272 1.0000
11.000 1.0922 0.04424 0.03549 -0.0023 0.2729 1.0000
11.250 1.0916 0.04644 0.03723 0.0010 0.2284 1.0000
11.500 1.0986 0.04869 0.03911 0.0035 0.1908 1.0000
11.750 1.1132 0.05107 0.04129 0.0053 0.1605 1.0000
12.000 1.1418 0.05368 0.04374 0.0061 0.1350 1.0000
12.250 1.1647 0.05674 0.04695 0.0070 0.1196 1.0000
12.500 1.1871 0.06022 0.05056 0.0077 0.1088 1.0000
12.750 1.1899 0.06334 0.05399 0.0097 0.1027 1.0000
13.000 1.2104 0.06792 0.05872 0.0101 0.0975 1.0000
13.250 1.1955 0.07154 0.06275 0.0129 0.0967 1.0000
13.500 1.1777 0.07543 0.06699 0.0153 0.0960 1.0000
13.750 1.1575 0.07961 0.07148 0.0172 0.0958 1.0000
14.000 1.1350 0.08416 0.07630 0.0186 0.0958 1.0000
14.250 1.1110 0.08913 0.08152 0.0194 0.0961 1.0000
14.500 1.0863 0.09458 0.08718 0.0195 0.0966 1.0000
14.750 1.0618 0.10052 0.09329 0.0188 0.0972 1.0000
15.000 1.0385 0.10693 0.09984 0.0175 0.0979 1.0000
15.250 0.9395 0.12465 0.11777 0.0063 0.1098 1.0000
15.500 0.9217 0.13360 0.12671 0.0024 0.1111 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 93-K-132/15 (ah93k132-il)