Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to AH 94-145 (ah94145-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to AH 94-145 (ah94145-il)