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-W-301 (ah94w301-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: AH 94-W-301 (ah94w301-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 4.15 at α=13.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-ah94w301-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-ah94w301-il-50000-n5.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: AH 94-W-301                                     
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.050 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.750  -0.2993   0.15277   0.14253  -0.0329   1.0000   0.2451
 -13.500  -0.2968   0.14999   0.13978  -0.0342   1.0000   0.2495
 -13.250  -0.2973   0.14707   0.13689  -0.0355   1.0000   0.2542
 -13.000  -0.2767   0.14594   0.13584  -0.0360   1.0000   0.2568
 -12.750  -0.2638   0.14422   0.13419  -0.0367   1.0000   0.2602
 -12.500  -0.2610   0.14171   0.13173  -0.0378   1.0000   0.2646
 -12.250  -0.2662   0.13877   0.12885  -0.0388   1.0000   0.2697
 -12.000  -0.2468   0.13803   0.12824  -0.0391   1.0000   0.2722
 -11.750  -0.2193   0.13528   0.12550  -0.0431   0.9465   0.2760
 -11.500  -0.2045   0.13160   0.12167  -0.0482   0.9156   0.2817
 -11.250  -0.1845   0.12839   0.11831  -0.0527   0.8913   0.2866
 -11.000  -0.1519   0.12658   0.11635  -0.0560   0.8674   0.2899
 -10.750  -0.1352   0.12431   0.11393  -0.0580   0.8482   0.2939
 -10.500  -0.1510   0.12011   0.10954  -0.0596   0.8366   0.3011
 -10.250  -0.1219   0.11933   0.10866  -0.0603   0.8192   0.3033
 -10.000  -0.1007   0.11814   0.10738  -0.0608   0.8051   0.3064
  -9.750  -0.0885   0.11631   0.10544  -0.0613   0.7938   0.3102
  -9.500  -0.1091   0.11226   0.10126  -0.0623   0.7867   0.3177
  -9.250  -0.0809   0.11162   0.10058  -0.0626   0.7747   0.3198
  -9.000  -0.0589   0.11059   0.09946  -0.0629   0.7654   0.3228
  -8.750  -0.0454   0.10896   0.09781  -0.0634   0.7559   0.3265
  -8.500  -0.0488   0.10625   0.09500  -0.0639   0.7490   0.3321
  -8.250  -0.0414   0.10427   0.09293  -0.0642   0.7425   0.3365
  -8.000  -0.0176   0.10340   0.09208  -0.0647   0.7335   0.3393
  -7.750  -0.0020   0.10200   0.09065  -0.0650   0.7262   0.3429
  -7.500   0.0006   0.09978   0.08832  -0.0653   0.7208   0.3478
  -7.250  -0.0016   0.09729   0.08578  -0.0656   0.7153   0.3534
  -7.000   0.0232   0.09662   0.08514  -0.0660   0.7075   0.3560
  -6.750   0.0413   0.09548   0.08397  -0.0662   0.7011   0.3595
  -6.500   0.0486   0.09363   0.08204  -0.0663   0.6963   0.3639
  -6.250   0.0383   0.09069   0.07906  -0.0665   0.6920   0.3705
  -6.000   0.0642   0.09026   0.07868  -0.0668   0.6851   0.3729
  -5.750   0.0844   0.08942   0.07784  -0.0669   0.6792   0.3762
  -5.500   0.0958   0.08797   0.07634  -0.0670   0.6744   0.3803
  -5.250   0.0771   0.08456   0.07282  -0.0668   0.6713   0.3879
  -5.000   0.1044   0.08434   0.07266  -0.0671   0.6651   0.3901
  -4.750   0.1270   0.08383   0.07219  -0.0672   0.6591   0.3930
  -4.500   0.1423   0.08281   0.07116  -0.0673   0.6542   0.3969
  -4.250   0.1441   0.08090   0.06919  -0.0670   0.6505   0.4020
  -4.000   0.1429   0.07883   0.06705  -0.0666   0.6473   0.4076
  -3.750   0.1665   0.07868   0.06699  -0.0667   0.6416   0.4102
  -3.500   0.1841   0.07818   0.06654  -0.0665   0.6361   0.4136
  -3.250   0.1924   0.07702   0.06537  -0.0661   0.6315   0.4181
  -3.000   0.1723   0.07422   0.06251  -0.0649   0.6283   0.4255
  -2.750   0.2005   0.07400   0.06227  -0.0648   0.6247   0.4277
  -2.500   0.2208   0.07383   0.06214  -0.0644   0.6205   0.4307
  -2.250   0.2309   0.07351   0.06191  -0.0637   0.6151   0.4346
  -2.000   0.2253   0.07216   0.06058  -0.0623   0.6106   0.4401
  -1.750   0.2159   0.07051   0.05893  -0.0605   0.6069   0.4457
  -1.500   0.2420   0.07033   0.05874  -0.0602   0.6032   0.4482
  -1.250   0.2625   0.06981   0.05818  -0.0598   0.6003   0.4517
  -1.000   0.2578   0.06979   0.05828  -0.0575   0.5952   0.4561
  -0.750   0.1954   0.06807   0.05663  -0.0508   0.5906   0.4644
  -0.500   0.2140   0.06855   0.05717  -0.0495   0.5860   0.4665
  -0.250   0.2328   0.06857   0.05721  -0.0485   0.5823   0.4693
   0.000   0.2453   0.06811   0.05674  -0.0471   0.5794   0.4733
   0.250   0.2323   0.06646   0.05502  -0.0447   0.5770   0.4801
   0.500   0.1476   0.06751   0.05629  -0.0353   0.5674   0.4859
   0.750   0.1481   0.06841   0.05727  -0.0321   0.5626   0.4881
   1.000   0.1590   0.06854   0.05742  -0.0304   0.5592   0.4914
   1.250   0.1684   0.06774   0.05659  -0.0295   0.5566   0.4966
   1.750   0.0379   0.07001   0.05897  -0.0169   0.5382   0.5075
   2.250   0.0843   0.07001   0.05899  -0.0158   0.5338   0.5135
   2.750   0.0345   0.07308   0.06202  -0.0165   0.5169   0.5263
   3.000   0.0546   0.07359   0.06258  -0.0154   0.5142   0.5284
   3.250   0.0788   0.07385   0.06288  -0.0149   0.5123   0.5311
   3.750   0.0553   0.07880   0.06796  -0.0129   0.4981   0.5367
   4.000   0.0789   0.07899   0.06812  -0.0147   0.4948   0.5421
   4.250   0.1123   0.07863   0.06768  -0.0187   0.4925   0.5489
   4.500   0.1371   0.07898   0.06808  -0.0181   0.4906   0.5514
   4.750   0.1049   0.08322   0.07244  -0.0169   0.4808   0.5531
   5.000   0.1187   0.08436   0.07362  -0.0168   0.4765   0.5562
   5.250   0.1405   0.08509   0.07438  -0.0175   0.4736   0.5603
   5.500   0.1722   0.08533   0.07459  -0.0199   0.4713   0.5662
   5.750   0.1726   0.08792   0.07717  -0.0225   0.4648   0.5709
   6.000   0.1738   0.08998   0.07933  -0.0218   0.4590   0.5730
   6.250   0.1888   0.09122   0.08063  -0.0215   0.4554   0.5758
   6.500   0.2115   0.09201   0.08147  -0.0218   0.4527   0.5793
   6.750   0.2415   0.09242   0.08189  -0.0228   0.4505   0.5840
   7.000   0.2243   0.09624   0.08580  -0.0237   0.4419   0.5870
   7.250   0.2451   0.09782   0.08735  -0.0267   0.4374   0.5927
   7.500   0.2647   0.09883   0.08843  -0.0267   0.4341   0.5958
   7.750   0.2897   0.09940   0.08907  -0.0264   0.4317   0.5992
   8.000   0.2793   0.10271   0.09247  -0.0266   0.4243   0.6015
   8.250   0.2883   0.10471   0.09454  -0.0273   0.4192   0.6051
   8.500   0.3114   0.10586   0.09571  -0.0286   0.4155   0.6100
   8.750   0.3471   0.10653   0.09634  -0.0314   0.4127   0.6165
   9.000   0.3362   0.10986   0.09979  -0.0313   0.4054   0.6184
   9.250   0.3434   0.11184   0.10187  -0.0313   0.4001   0.6213
   9.500   0.3641   0.11290   0.10300  -0.0315   0.3964   0.6252
   9.750   0.3935   0.11348   0.10362  -0.0322   0.3937   0.6302
  10.000   0.3813   0.11734   0.10756  -0.0335   0.3852   0.6331
  10.250   0.4012   0.11909   0.10932  -0.0356   0.3801   0.6385
  10.500   0.4255   0.11988   0.11019  -0.0357   0.3768   0.6426
  11.000   0.4312   0.12477   0.11527  -0.0366   0.3640   0.6490
  11.250   0.4547   0.12587   0.11641  -0.0374   0.3599   0.6541
  11.500   0.4887   0.12644   0.11699  -0.0389   0.3572   0.6605
  11.750   0.4741   0.13076   0.12140  -0.0409   0.3473   0.6632
  12.000   0.4922   0.13183   0.12257  -0.0407   0.3429   0.6670
  12.250   0.5194   0.13225   0.12305  -0.0405   0.3400   0.6723
  12.500   0.5070   0.13633   0.12723  -0.0422   0.3305   0.6753
  12.750   0.5287   0.13764   0.12858  -0.0434   0.3257   0.6811
  13.000   0.5596   0.13808   0.12905  -0.0442   0.3226   0.6872
  13.250   0.5464   0.14225   0.13334  -0.0457   0.3130   0.6895
  13.500   0.5660   0.14321   0.13438  -0.0458   0.3083   0.6946
  13.750   0.5956   0.14340   0.13460  -0.0460   0.3054   0.7014
  14.000   0.5842   0.14798   0.13927  -0.0487   0.2949   0.7050
  14.250   0.6079   0.14863   0.13997  -0.0491   0.2907   0.7109
<< Back to AH 94-W-301 (ah94w301-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to AH 94-W-301 (ah94w301-il)