AH 94-145 (ah94145-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 94-145 (ah94145-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.36 at α=7.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah94145-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ah94145-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: AH 94-145
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.3616 0.13308 0.12760 -0.0319 0.9807 0.1947
-8.000 -0.3895 0.13343 0.12805 -0.0304 0.9814 0.1982
-7.750 -0.4248 0.13420 0.12893 -0.0273 0.9840 0.1991
-7.500 -0.3883 0.12795 0.12263 -0.0266 0.9818 0.2071
-7.250 -0.4103 0.12732 0.12209 -0.0221 0.9858 0.2106
-7.000 -0.4439 0.12730 0.12219 -0.0152 0.9939 0.2117
-6.750 -0.4786 0.12705 0.12205 -0.0085 1.0002 0.2129
-6.500 -0.5159 0.12690 0.12201 -0.0076 1.0002 0.2157
-6.250 -0.5040 0.12273 0.11785 -0.0049 1.0002 0.2210
-6.000 -0.5099 0.12060 0.11574 -0.0035 1.0002 0.2289
-5.750 -0.5371 0.11848 0.11371 -0.0076 1.0002 0.2345
-5.500 -0.5213 0.11526 0.11049 -0.0018 1.0002 0.2430
-5.250 -0.5376 0.11241 0.10767 -0.0056 1.0002 0.2524
-5.000 -0.5304 0.10977 0.10505 -0.0016 1.0002 0.2626
-4.750 -0.5323 0.10669 0.10199 -0.0015 1.0002 0.2739
-4.500 -0.5336 0.10376 0.09908 -0.0019 1.0002 0.2892
-4.250 -0.5319 0.10103 0.09636 -0.0009 1.0002 0.3067
-4.000 -0.5289 0.09846 0.09382 0.0011 1.0002 0.3258
-3.750 -0.5273 0.09588 0.09123 -0.0006 1.0002 0.3554
-3.500 -0.5236 0.09339 0.08879 0.0045 1.0002 0.3758
-3.250 -0.5210 0.09112 0.08655 0.0066 1.0002 0.4083
-3.000 -0.5190 0.08907 0.08452 0.0110 1.0002 0.4426
-2.500 -0.3100 0.06326 0.05606 -0.0620 1.0002 0.1810
-2.250 -0.2698 0.05929 0.05142 -0.0668 1.0002 0.1630
-2.000 -0.2373 0.05704 0.04873 -0.0696 1.0002 0.1613
-1.750 -0.2038 0.05531 0.04646 -0.0723 1.0002 0.1620
-1.500 -0.1705 0.05409 0.04463 -0.0745 1.0002 0.1641
-1.250 -0.1424 0.05316 0.04354 -0.0760 1.0002 0.1711
-1.000 -0.1131 0.05273 0.04273 -0.0773 1.0002 0.1796
-0.750 -0.0861 0.05238 0.04223 -0.0783 1.0002 0.1907
-0.500 -0.0589 0.05233 0.04200 -0.0791 1.0002 0.2055
-0.250 -0.0323 0.05246 0.04205 -0.0798 1.0002 0.2240
0.000 -0.0056 0.05281 0.04231 -0.0804 1.0002 0.2488
0.500 0.0664 0.05357 0.04409 -0.0854 1.0002 0.4087
0.750 0.0558 0.05121 0.04345 -0.0761 1.0002 0.9998
1.000 0.0781 0.05249 0.04411 -0.0764 1.0002 0.9998
1.250 0.0994 0.05381 0.04505 -0.0769 1.0002 0.9998
1.500 0.1200 0.05517 0.04611 -0.0774 1.0002 0.9998
1.750 0.1565 0.05754 0.04816 -0.0810 0.9948 0.9998
2.000 0.1899 0.05972 0.05007 -0.0842 0.9860 0.9998
2.250 0.2196 0.06171 0.05185 -0.0866 0.9760 0.9998
2.500 0.2484 0.06378 0.05373 -0.0888 0.9668 0.9998
2.750 0.2847 0.06648 0.05624 -0.0923 0.9582 0.9998
3.000 0.3054 0.06787 0.05752 -0.0930 0.9456 0.9998
3.250 0.3269 0.06957 0.05911 -0.0938 0.9347 0.9998
3.500 0.3640 0.07263 0.06204 -0.0974 0.9270 0.9998
3.750 0.3785 0.07365 0.06300 -0.0969 0.9138 0.9998
4.000 0.3968 0.07533 0.06462 -0.0972 0.9030 0.9998
4.250 0.4320 0.07835 0.06755 -0.1003 0.8946 0.9998
4.500 0.4430 0.07933 0.06850 -0.0993 0.8815 0.9998
4.750 0.4621 0.08136 0.07050 -0.0998 0.8722 0.9998
5.000 0.4921 0.08399 0.07309 -0.1020 0.8620 0.9998
5.250 0.5014 0.08514 0.07424 -0.1009 0.8494 0.9998
5.500 0.5359 0.08880 0.07787 -0.1039 0.8429 0.9998
5.750 0.5468 0.08982 0.07891 -0.1030 0.8293 0.9998
6.000 0.5554 0.09125 0.08036 -0.1020 0.8175 0.9998
6.250 0.5953 0.09541 0.08452 -0.1057 0.8103 0.9998
6.500 0.5970 0.09596 0.08512 -0.1036 0.7965 0.9998
6.750 0.6058 0.09771 0.08690 -0.1029 0.7853 0.9998
7.000 0.6446 0.10183 0.09105 -0.1063 0.7771 0.9998
7.250 0.6448 0.10256 0.09183 -0.1043 0.7634 0.9998
7.500 0.6526 0.10448 0.09381 -0.1036 0.7522 0.9998
7.750 0.6926 0.10890 0.09830 -0.1070 0.7436 0.9998
8.000 0.6904 0.10962 0.09908 -0.1049 0.7298 0.9998
8.250 0.6958 0.11158 0.10112 -0.1041 0.7181 0.9998
8.500 0.7242 0.11536 0.10497 -0.1061 0.7091 0.9998
8.750 0.7377 0.11741 0.10712 -0.1060 0.6953 0.9998
9.000 0.7385 0.11911 0.10889 -0.1049 0.6824 0.9998
9.250 0.7486 0.12172 0.11159 -0.1050 0.6713 0.9998
9.500 0.7753 0.12534 0.11531 -0.1065 0.6600 0.9998
9.750 0.7990 0.12837 0.11847 -0.1075 0.6452 0.9998
10.000 0.7993 0.12989 0.12008 -0.1065 0.6310 0.9998
10.250 0.8052 0.13208 0.12236 -0.1062 0.6169 0.9998
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 94-145 (ah94145-il)