AH 94-156 (ah94156-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 94-156 (ah94156-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.26 at α=12.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah94156-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ah94156-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: AH 94-156
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.4603 0.11912 0.11388 -0.0118 1.0000 0.3019
-7.750 -0.4835 0.11813 0.11298 -0.0095 1.0000 0.3144
-7.500 -0.4783 0.11535 0.11022 -0.0071 1.0000 0.3294
-7.250 -0.4858 0.11324 0.10817 -0.0044 1.0000 0.3454
-7.000 -0.4977 0.11135 0.10635 -0.0014 1.0000 0.3617
-6.750 -0.4736 0.10787 0.10284 0.0010 1.0000 0.3849
-6.500 -0.4803 0.10601 0.10103 0.0042 1.0000 0.4060
-6.250 -0.5110 0.10520 0.10033 0.0087 1.0000 0.4255
-6.000 -0.4791 0.10150 0.09659 0.0104 1.0000 0.4521
-4.750 -0.6343 0.06439 0.05751 -0.0158 1.0000 0.1574
-4.500 -0.6174 0.05963 0.05218 -0.0156 1.0000 0.1416
-4.250 -0.6016 0.05609 0.04842 -0.0149 1.0000 0.1370
-4.000 -0.5804 0.05263 0.04394 -0.0143 1.0000 0.1270
-3.750 -0.5616 0.04979 0.04084 -0.0136 1.0000 0.1245
-3.500 -0.5411 0.04735 0.03798 -0.0128 1.0000 0.1225
-3.250 -0.5201 0.04546 0.03564 -0.0119 1.0000 0.1238
-3.000 -0.4983 0.04397 0.03362 -0.0111 1.0000 0.1267
-2.750 -0.4766 0.04236 0.03173 -0.0102 1.0000 0.1294
-2.500 -0.4553 0.04109 0.03037 -0.0094 1.0000 0.1332
-2.250 -0.4336 0.04028 0.02932 -0.0085 1.0000 0.1412
-2.000 -0.4121 0.03941 0.02848 -0.0075 1.0000 0.1522
-1.750 -0.2341 0.04035 0.03311 -0.0223 1.0000 1.0000
-1.500 -0.2268 0.04038 0.03273 -0.0201 1.0000 1.0000
-1.250 -0.2195 0.04044 0.03245 -0.0180 1.0000 1.0000
-1.000 -0.2120 0.04054 0.03226 -0.0159 1.0000 1.0000
-0.750 -0.2045 0.04067 0.03213 -0.0138 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1967 0.04083 0.03206 -0.0118 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1888 0.04102 0.03204 -0.0098 1.0000 1.0000
0.000 -0.1808 0.04124 0.03205 -0.0079 1.0000 1.0000
0.250 -0.1726 0.04149 0.03211 -0.0061 1.0000 1.0000
0.500 -0.1642 0.04177 0.03222 -0.0043 1.0000 1.0000
0.750 -0.1556 0.04209 0.03238 -0.0026 1.0000 1.0000
1.000 -0.1468 0.04245 0.03259 -0.0010 1.0000 1.0000
1.250 -0.1376 0.04285 0.03284 0.0006 1.0000 1.0000
1.500 -0.1277 0.04332 0.03317 0.0019 1.0000 1.0000
1.750 -0.1172 0.04387 0.03358 0.0031 1.0000 1.0000
2.000 -0.1058 0.04448 0.03408 0.0041 1.0000 1.0000
2.250 -0.0938 0.04518 0.03466 0.0049 1.0000 1.0000
2.500 -0.0679 0.04691 0.03624 0.0029 0.9949 1.0000
2.750 -0.0319 0.04948 0.03865 -0.0010 0.9839 1.0000
3.000 0.0012 0.05178 0.04082 -0.0044 0.9712 1.0000
3.250 0.0313 0.05378 0.04272 -0.0071 0.9576 1.0000
3.500 0.0586 0.05556 0.04442 -0.0092 0.9434 1.0000
3.750 0.0824 0.05708 0.04588 -0.0107 0.9295 1.0000
4.000 0.1051 0.05861 0.04736 -0.0119 0.9155 1.0000
4.250 0.1254 0.06007 0.04877 -0.0127 0.9025 1.0000
4.500 0.1462 0.06168 0.05035 -0.0136 0.8900 1.0000
4.750 0.1699 0.06368 0.05231 -0.0149 0.8791 1.0000
5.000 0.2023 0.06646 0.05506 -0.0177 0.8674 1.0000
5.250 0.2162 0.06738 0.05597 -0.0174 0.8540 1.0000
5.500 0.2300 0.06861 0.05720 -0.0173 0.8418 1.0000
5.750 0.2473 0.07033 0.05893 -0.0177 0.8314 1.0000
6.000 0.2791 0.07333 0.06193 -0.0203 0.8214 1.0000
6.250 0.2929 0.07448 0.06311 -0.0202 0.8084 1.0000
6.500 0.3031 0.07572 0.06438 -0.0197 0.7969 1.0000
6.750 0.3225 0.07795 0.06665 -0.0207 0.7881 1.0000
7.000 0.3535 0.08084 0.06958 -0.0230 0.7762 1.0000
7.250 0.3573 0.08161 0.07039 -0.0218 0.7643 1.0000
7.500 0.3697 0.08348 0.07232 -0.0219 0.7548 1.0000
7.750 0.4001 0.08665 0.07555 -0.0243 0.7447 1.0000
8.000 0.4092 0.08790 0.07687 -0.0239 0.7325 1.0000
8.250 0.4168 0.08957 0.07860 -0.0236 0.7220 1.0000
8.500 0.4391 0.09243 0.08153 -0.0251 0.7133 1.0000
8.750 0.4656 0.09519 0.08441 -0.0267 0.7003 1.0000
9.000 0.4624 0.09622 0.08550 -0.0255 0.6901 1.0000
9.250 0.4761 0.09872 0.08808 -0.0261 0.6813 1.0000
9.500 0.5023 0.10180 0.09127 -0.0278 0.6697 1.0000
9.750 0.5110 0.10357 0.09316 -0.0279 0.6576 1.0000
10.000 0.5144 0.10561 0.09528 -0.0277 0.6479 1.0000
10.250 0.5324 0.10859 0.09837 -0.0289 0.6387 1.0000
10.500 0.5555 0.11158 0.10148 -0.0302 0.6259 1.0000
10.750 0.5583 0.11338 0.10337 -0.0301 0.6146 1.0000
11.000 0.5635 0.11585 0.10595 -0.0303 0.6050 1.0000
11.250 0.5817 0.11907 0.10931 -0.0316 0.5951 1.0000
11.500 0.6013 0.12207 0.11245 -0.0326 0.5818 1.0000
11.750 0.6196 0.12494 0.11546 -0.0335 0.5676 1.0000
12.000 0.6124 0.12674 0.11734 -0.0332 0.5575 1.0000
12.250 0.6209 0.12955 0.12026 -0.0339 0.5459 1.0000
12.500 0.7139 0.12185 0.11288 -0.0290 0.4414 1.0000
12.750 0.7587 0.12113 0.11243 -0.0282 0.4169 1.0000
13.000 0.6803 0.13579 0.12697 -0.0346 0.4757 1.0000
13.250 0.6870 0.14065 0.13196 -0.0364 0.4776 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 94-156 (ah94156-il)