AH 95-160 (ah95160-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 95-160 (ah95160-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.69 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah95160-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ah95160-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.4005 0.13981 0.13440 -0.0319 0.9768 0.2137
-8.000 -0.4262 0.13894 0.13364 -0.0281 0.9822 0.2149
-7.750 -0.4778 0.14055 0.13542 -0.0135 1.0002 0.2135
-7.500 -0.4613 0.13596 0.13082 -0.0118 1.0002 0.2186
-7.250 -0.4637 0.13394 0.12882 -0.0101 1.0002 0.2266
-7.000 -0.4995 0.13367 0.12865 -0.0087 1.0002 0.2308
-6.750 -0.4824 0.12954 0.12452 -0.0070 1.0002 0.2385
-6.500 -0.5004 0.12818 0.12322 -0.0049 1.0002 0.2463
-6.250 -0.5448 0.12762 0.12277 -0.0043 1.0002 0.2492
-6.000 -0.5168 0.12355 0.11868 -0.0006 1.0002 0.2611
-5.750 -0.5626 0.12230 0.11751 -0.0039 1.0002 0.2675
-5.500 -0.5361 0.11876 0.11398 0.0026 1.0002 0.2790
-5.250 -0.5517 0.11590 0.11117 0.0023 1.0002 0.2890
-5.000 -0.5675 0.11344 0.10874 -0.0004 1.0002 0.3042
-4.750 -0.5520 0.11072 0.10603 0.0060 1.0002 0.3152
-4.500 -0.5541 0.10788 0.10322 0.0073 1.0002 0.3298
-4.250 -0.5553 0.10519 0.10055 0.0088 1.0002 0.3473
-4.000 -0.5549 0.10271 0.09809 0.0107 1.0002 0.3680
-3.750 -0.5583 0.10016 0.09556 0.0119 1.0002 0.3963
-3.500 -0.5528 0.09822 0.09366 0.0172 1.0002 0.4221
-3.250 -0.5512 0.09625 0.09173 0.0220 1.0002 0.4559
-3.000 -0.3969 0.06707 0.05997 -0.0540 1.0002 0.1777
-2.750 -0.3712 0.06380 0.05648 -0.0561 1.0002 0.1723
-2.500 -0.3365 0.06043 0.05245 -0.0601 1.0002 0.1669
-2.250 -0.3020 0.05800 0.04926 -0.0632 1.0002 0.1641
-2.000 -0.2770 0.05678 0.04786 -0.0643 1.0002 0.1689
-1.750 -0.2481 0.05569 0.04633 -0.0658 1.0002 0.1732
-1.500 -0.2182 0.05495 0.04504 -0.0673 1.0002 0.1800
-1.250 -0.1935 0.05438 0.04443 -0.0681 1.0002 0.1885
-1.000 -0.1664 0.05413 0.04385 -0.0690 1.0002 0.1992
-0.750 -0.1417 0.05412 0.04370 -0.0695 1.0002 0.2123
-0.500 -0.1166 0.05420 0.04374 -0.0700 1.0002 0.2276
-0.250 -0.0914 0.05448 0.04397 -0.0705 1.0002 0.2470
0.000 -0.0651 0.05493 0.04447 -0.0711 1.0002 0.2729
0.250 -0.0360 0.05549 0.04521 -0.0724 1.0002 0.3150
0.500 -0.0051 0.05461 0.04715 -0.0705 1.0002 0.8150
0.750 0.0114 0.05489 0.04685 -0.0693 0.9921 0.9998
1.000 0.0487 0.05719 0.04861 -0.0728 0.9846 0.9998
1.250 0.0779 0.05891 0.04998 -0.0749 0.9752 0.9998
1.500 0.1089 0.06101 0.05178 -0.0774 0.9678 0.9998
1.750 0.1422 0.06319 0.05368 -0.0802 0.9584 0.9998
2.000 0.1633 0.06447 0.05477 -0.0808 0.9475 0.9998
2.250 0.2027 0.06765 0.05770 -0.0848 0.9417 0.9998
2.500 0.2183 0.06835 0.05827 -0.0844 0.9290 0.9998
2.750 0.2387 0.06996 0.05975 -0.0849 0.9201 0.9998
3.000 0.2704 0.07233 0.06195 -0.0874 0.9109 0.9998
3.250 0.2842 0.07338 0.06291 -0.0867 0.9000 0.9998
3.500 0.3199 0.07641 0.06580 -0.0899 0.8930 0.9998
3.750 0.3291 0.07703 0.06637 -0.0885 0.8810 0.9998
4.000 0.3675 0.08062 0.06983 -0.0921 0.8751 0.9998
4.250 0.3724 0.08082 0.07001 -0.0901 0.8623 0.9998
4.500 0.4130 0.08497 0.07405 -0.0941 0.8572 0.9998
4.750 0.4145 0.08477 0.07384 -0.0915 0.8437 0.9998
5.000 0.4311 0.08677 0.07581 -0.0916 0.8358 0.9998
5.250 0.4550 0.08886 0.07786 -0.0927 0.8252 0.9998
5.500 0.4645 0.09031 0.07930 -0.0918 0.8157 0.9998
5.750 0.4945 0.09315 0.08212 -0.0939 0.8069 0.9998
6.000 0.4991 0.09422 0.08320 -0.0923 0.7961 0.9998
6.250 0.5331 0.09769 0.08666 -0.0950 0.7886 0.9998
6.500 0.5333 0.09838 0.08738 -0.0930 0.7768 0.9998
6.750 0.5716 0.10259 0.09158 -0.0963 0.7703 0.9998
7.000 0.5671 0.10277 0.09180 -0.0936 0.7576 0.9998
7.250 0.5989 0.10684 0.09589 -0.0961 0.7516 0.9998
7.500 0.6007 0.10743 0.09653 -0.0944 0.7385 0.9998
7.750 0.6100 0.10961 0.09876 -0.0941 0.7298 0.9998
8.000 0.6353 0.11249 0.10168 -0.0955 0.7195 0.9998
8.250 0.6358 0.11395 0.10319 -0.0942 0.7089 0.9998
8.500 0.6725 0.11823 0.10754 -0.0969 0.7007 0.9998
8.750 0.6651 0.11879 0.10815 -0.0948 0.6884 0.9998
9.000 0.6860 0.12230 0.11173 -0.0960 0.6811 0.9998
9.250 0.6992 0.12428 0.11378 -0.0960 0.6683 0.9998
9.500 0.6996 0.12612 0.11571 -0.0952 0.6578 0.9998
9.750 0.7352 0.13070 0.12036 -0.0977 0.6490 0.9998
10.000 0.7326 0.13159 0.12133 -0.0964 0.6358 0.9998
10.250 0.7350 0.13380 0.12361 -0.0961 0.6255 0.9998
10.500 0.7580 0.13738 0.12730 -0.0973 0.6155 0.9998
10.750 0.7800 0.14032 0.13035 -0.0982 0.6017 0.9998
11.000 0.7765 0.14171 0.13181 -0.0974 0.5889 0.9998
11.250 0.7811 0.14416 0.13434 -0.0975 0.5775 0.9998
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 95-160 (ah95160-il)