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

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
<< Back to AH 95-160 (ah95160-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to AH 95-160 (ah95160-il)