AH 95-160 (ah95160-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 95-160 (ah95160-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 23.9 at α=13.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah95160-il-100000.txt Download as CSV file: xf-ah95160-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: AH 95-160
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.750 -0.1409 0.13790 0.13288 -0.0812 0.8973 0.0837
-12.500 -0.1545 0.13759 0.13258 -0.0855 0.8931 0.0855
-12.250 -0.1580 0.13490 0.12992 -0.0889 0.8888 0.0861
-12.000 -0.1276 0.12894 0.12391 -0.0863 0.8843 0.0878
-11.750 -0.1147 0.12584 0.12078 -0.0866 0.8803 0.0899
-11.500 -0.1070 0.12315 0.11807 -0.0874 0.8768 0.0924
-11.250 -0.1032 0.12064 0.11554 -0.0891 0.8737 0.0956
-11.000 -0.1168 0.11951 0.11447 -0.0956 0.8699 0.0984
-10.750 -0.1203 0.11627 0.11127 -0.0993 0.8661 0.0993
-10.500 -0.0909 0.11152 0.10646 -0.0958 0.8628 0.1013
-10.250 -0.0777 0.10884 0.10375 -0.0954 0.8596 0.1045
-10.000 -0.0728 0.10644 0.10133 -0.0966 0.8568 0.1089
-9.750 -0.0921 0.10501 0.09999 -0.1053 0.8530 0.1129
-9.500 -0.0759 0.10046 0.09544 -0.1047 0.8502 0.1149
-9.250 -0.0548 0.09771 0.09266 -0.1032 0.8473 0.1183
-9.000 -0.0476 0.09527 0.09021 -0.1042 0.8441 0.1225
-8.750 -0.0728 0.09345 0.08845 -0.1120 0.8404 0.1282
-8.500 -0.0660 0.08947 0.08451 -0.1132 0.8372 0.1301
-8.250 -0.0399 0.08705 0.08207 -0.1106 0.8347 0.1334
-8.000 -0.0323 0.08495 0.07998 -0.1116 0.8315 0.1384
-7.750 -0.0814 0.08304 0.07811 -0.1235 0.8260 0.1446
-7.500 -0.0623 0.07933 0.07445 -0.1201 0.8241 0.1471
-7.250 -0.0383 0.07786 0.07294 -0.1154 0.8223 0.1523
-7.000 -0.0530 0.07667 0.07183 -0.1188 0.8173 0.1582
-6.750 -0.0973 0.07519 0.07025 -0.1232 0.8115 0.1629
-6.500 -0.0659 0.07340 0.06859 -0.1181 0.8097 0.1681
-6.250 -0.0833 0.07080 0.06578 -0.1225 0.8062 0.1806
-6.000 -0.0562 0.06870 0.06377 -0.1196 0.8048 0.1865
-5.750 -0.1773 0.07640 0.07128 -0.1071 0.7966 0.1792
-5.500 -0.1778 0.07352 0.06868 -0.1025 0.7948 0.1811
-5.250 -0.1799 0.07283 0.06811 -0.0980 0.7935 0.1840
-5.000 -0.1626 0.05696 0.05056 -0.1098 0.7928 0.1013
-4.750 -0.1309 0.05299 0.04606 -0.1121 0.7906 0.0943
-4.500 -0.0806 0.04937 0.04169 -0.1166 0.7882 0.0962
-4.250 -0.0632 0.04830 0.04017 -0.1161 0.7862 0.0973
-4.000 -0.0538 0.04818 0.03965 -0.1146 0.7856 0.0988
-3.750 -0.0416 0.04756 0.03906 -0.1140 0.7849 0.1025
-3.500 -0.2010 0.05574 0.04831 -0.0948 0.8808 0.0946
-3.250 -0.1607 0.05434 0.04628 -0.0978 0.8778 0.0969
-3.000 -0.1198 0.05354 0.04508 -0.1012 0.8759 0.1015
-2.750 -0.1120 0.05296 0.04450 -0.0989 0.8679 0.1053
-2.500 -0.0783 0.05267 0.04384 -0.1005 0.8623 0.1114
-2.250 -0.0386 0.05272 0.04380 -0.1034 0.8593 0.1204
-2.000 0.0047 0.05352 0.04445 -0.1067 0.8575 0.1319
-1.750 0.0011 0.05254 0.04350 -0.1025 0.8463 0.1364
-1.500 0.0374 0.05297 0.04388 -0.1047 0.8428 0.1496
-1.250 0.0797 0.05400 0.04497 -0.1078 0.8406 0.1671
-1.000 0.0793 0.05350 0.04449 -0.1042 0.8294 0.1758
-0.750 0.1136 0.05409 0.04519 -0.1062 0.8258 0.1983
-0.500 0.1534 0.05504 0.04644 -0.1091 0.8235 0.2400
-0.250 0.1571 0.05462 0.04643 -0.1067 0.8138 0.3007
0.000 0.1636 0.05331 0.04737 -0.1005 0.8099 0.8665
0.250 0.1940 0.05453 0.04837 -0.1006 0.8061 0.9998
0.500 0.1937 0.05481 0.04852 -0.0977 0.7965 0.9998
0.750 0.2265 0.05614 0.04960 -0.0994 0.7910 0.9998
1.000 0.2679 0.05823 0.05145 -0.1024 0.7882 0.9998
1.250 0.2620 0.05834 0.05150 -0.0988 0.7776 0.9998
1.500 0.2958 0.05984 0.05282 -0.1006 0.7729 0.9998
1.750 0.3384 0.06216 0.05496 -0.1037 0.7704 0.9998
2.000 0.3274 0.06208 0.05485 -0.0996 0.7587 0.9998
2.250 0.3631 0.06377 0.05641 -0.1016 0.7546 0.9998
2.500 0.4077 0.06641 0.05890 -0.1048 0.7525 0.9998
2.750 0.3909 0.06604 0.05854 -0.1001 0.7398 0.9998
3.000 0.4295 0.06799 0.06037 -0.1023 0.7364 0.9998
3.250 0.4241 0.06878 0.06115 -0.0994 0.7264 0.9998
3.500 0.4542 0.07026 0.06255 -0.1005 0.7209 0.9998
3.750 0.4973 0.07260 0.06480 -0.1033 0.7181 0.9998
4.000 0.4834 0.07298 0.06520 -0.0994 0.7060 0.9998
4.250 0.5216 0.07482 0.06697 -0.1014 0.7019 0.9998
4.500 0.5163 0.07599 0.06815 -0.0989 0.6920 0.9998
4.750 0.5490 0.07747 0.06958 -0.1001 0.6859 0.9998
5.000 0.6017 0.08006 0.07213 -0.1035 0.6830 0.9998
5.250 0.5808 0.08032 0.07241 -0.0993 0.6696 0.9998
5.500 0.6366 0.08261 0.07465 -0.1027 0.6659 0.9998
5.750 0.6216 0.08305 0.07513 -0.0992 0.6523 0.9998
6.000 0.6271 0.08451 0.07660 -0.0978 0.6412 0.9998
6.250 0.6953 0.08081 0.07280 -0.0979 0.6065 0.9998
6.500 0.7200 0.08130 0.07329 -0.0975 0.5955 0.9998
6.750 0.7547 0.08146 0.07346 -0.0979 0.5882 0.9998
7.000 0.7616 0.08290 0.07492 -0.0967 0.5771 0.9998
7.250 0.8048 0.08258 0.07461 -0.0975 0.5720 0.9998
7.500 0.8065 0.08430 0.07638 -0.0961 0.5602 0.9998
7.750 0.8522 0.08366 0.07577 -0.0969 0.5562 0.9998
8.000 0.8521 0.08553 0.07768 -0.0954 0.5440 0.9998
8.250 0.8990 0.08449 0.07670 -0.0960 0.5407 0.9998
8.500 0.8985 0.08644 0.07870 -0.0946 0.5280 0.9998
8.750 0.9458 0.08499 0.07730 -0.0950 0.5253 0.9998
9.000 0.9451 0.08698 0.07936 -0.0936 0.5123 0.9998
9.250 0.9923 0.08513 0.07758 -0.0937 0.5097 0.9998
9.500 0.9931 0.08697 0.07949 -0.0924 0.4966 0.9998
9.750 0.9986 0.08855 0.08115 -0.0913 0.4845 0.9998
10.000 1.0428 0.08631 0.07900 -0.0909 0.4810 0.9998
10.250 1.0480 0.08783 0.08059 -0.0897 0.4685 0.9998
10.500 1.0958 0.08470 0.07757 -0.0892 0.4656 0.9998
10.750 1.1020 0.08599 0.07895 -0.0879 0.4528 0.9998
11.000 1.1514 0.08227 0.07535 -0.0872 0.4504 0.9998
11.250 1.2036 0.07795 0.07118 -0.0865 0.4489 0.9998
11.500 1.2091 0.07906 0.07238 -0.0851 0.4354 0.9998
11.750 1.2202 0.07956 0.07298 -0.0837 0.4231 0.9998
12.000 1.2723 0.07457 0.06815 -0.0827 0.4210 0.9998
12.250 1.3347 0.06837 0.06211 -0.0820 0.4193 0.9998
12.500 1.3568 0.06735 0.06121 -0.0807 0.4060 0.9998
12.750 1.3933 0.06467 0.05861 -0.0798 0.3920 0.9998
13.000 1.4426 0.06051 0.05444 -0.0789 0.3726 0.9998
13.250 1.4549 0.06093 0.05477 -0.0774 0.3454 0.9998
13.500 1.4671 0.06139 0.05502 -0.0757 0.3159 0.9998
13.750 1.4711 0.06292 0.05629 -0.0739 0.2878 0.9998
14.000 1.4742 0.06460 0.05768 -0.0722 0.2625 0.9998
14.250 1.4702 0.06740 0.06037 -0.0707 0.2406 0.9998
14.500 1.4700 0.06979 0.06258 -0.0693 0.2215 0.9998
14.750 1.4716 0.07202 0.06464 -0.0680 0.2048 0.9998
15.000 1.4737 0.07429 0.06680 -0.0668 0.1900 0.9998
15.250 1.4760 0.07662 0.06908 -0.0657 0.1769 0.9998
15.500 1.4796 0.07884 0.07126 -0.0647 0.1652 0.9998
15.750 1.4861 0.08070 0.07304 -0.0637 0.1548 0.9998
16.000 1.4967 0.08201 0.07418 -0.0627 0.1448 0.9998
16.250 1.4954 0.08508 0.07745 -0.0621 0.1370 0.9998
16.500 1.5073 0.08634 0.07860 -0.0611 0.1290 0.9998
16.750 1.5080 0.08915 0.08155 -0.0606 0.1225 0.9998
17.000 1.5216 0.09029 0.08262 -0.0596 0.1158 0.9998
17.250 1.5204 0.09341 0.08595 -0.0593 0.1107 0.9998
17.500 1.5418 0.09368 0.08601 -0.0582 0.1044 0.9998
17.750 1.5340 0.09767 0.09034 -0.0582 0.1010 0.9998
18.000 1.5365 0.10031 0.09310 -0.0580 0.0969 0.9998
18.250 1.5554 0.10105 0.09373 -0.0571 0.0921 0.9998
18.500 1.5440 0.10555 0.09857 -0.0575 0.0897 0.9998
18.750 1.5374 0.10953 0.10279 -0.0579 0.0871 0.9998
19.000 1.5449 0.11154 0.10482 -0.0579 0.0838 0.9998
19.250 1.5517 0.11396 0.10728 -0.0577 0.0809 0.9998
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 95-160 (ah95160-il)