AH 95-160 (ah95160-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: AH 95-160 (ah95160-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 12.84 at α=14.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ah95160-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-ah95160-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.250 -0.1423 0.13718 0.12996 -0.0814 0.8761 0.1113
-12.000 -0.1479 0.13567 0.12847 -0.0844 0.8710 0.1127
-11.750 -0.1498 0.13344 0.12624 -0.0871 0.8657 0.1131
-11.500 -0.1473 0.13043 0.12325 -0.0891 0.8611 0.1134
-11.250 -0.1269 0.12539 0.11813 -0.0881 0.8575 0.1146
-11.000 -0.1151 0.12187 0.11460 -0.0889 0.8531 0.1156
-10.750 -0.1066 0.11873 0.11144 -0.0901 0.8489 0.1165
-10.500 -0.0983 0.11573 0.10843 -0.0910 0.8450 0.1179
-10.000 -0.1084 0.10431 0.09690 -0.0998 0.8381 0.0739
-9.750 -0.1010 0.10121 0.09380 -0.1010 0.8338 0.0733
-9.500 -0.0951 0.09806 0.09066 -0.1023 0.8297 0.0724
-9.250 -0.0912 0.09475 0.08734 -0.1037 0.8262 0.0712
-9.000 -0.0893 0.09120 0.08379 -0.1056 0.8231 0.0701
-8.750 -0.0902 0.08761 0.08023 -0.1081 0.8191 0.0691
-8.500 -0.0944 0.08392 0.07658 -0.1107 0.8145 0.0684
-8.250 -0.1030 0.08004 0.07272 -0.1136 0.8101 0.0679
-8.000 -0.1132 0.07516 0.06780 -0.1181 0.8063 0.0673
-7.750 -0.1224 0.07136 0.06393 -0.1207 0.8019 0.0673
-7.500 -0.1313 0.06828 0.06076 -0.1218 0.7969 0.0676
-7.250 -0.1352 0.06512 0.05743 -0.1227 0.7928 0.0682
-7.000 -0.1340 0.06170 0.05375 -0.1237 0.7895 0.0690
-6.750 -0.1310 0.05851 0.05024 -0.1241 0.7861 0.0698
-6.500 -0.1349 0.05658 0.04807 -0.1226 0.7804 0.0702
-6.250 -0.1284 0.05398 0.04506 -0.1223 0.7765 0.0713
-6.000 -0.1149 0.05098 0.04140 -0.1227 0.7735 0.0739
-5.750 -0.0933 0.04934 0.03960 -0.1230 0.7712 0.0766
-5.500 -0.0795 0.04825 0.03830 -0.1221 0.7676 0.0790
-5.250 -0.0729 0.04751 0.03731 -0.1202 0.7624 0.0812
-5.000 -0.0544 0.04611 0.03532 -0.1199 0.7590 0.0855
-4.750 -0.0319 0.04512 0.03427 -0.1198 0.7564 0.0894
-4.500 -0.0049 0.04407 0.03295 -0.1202 0.7542 0.0951
-4.250 0.0248 0.04291 0.03150 -0.1207 0.7524 0.1014
-4.000 0.0229 0.04356 0.03216 -0.1176 0.7460 0.1046
-3.750 0.0410 0.04334 0.03170 -0.1167 0.7425 0.1115
-3.500 0.0642 0.04290 0.03123 -0.1164 0.7398 0.1188
-3.250 0.0917 0.04248 0.03057 -0.1164 0.7374 0.1288
-3.000 0.1202 0.04198 0.03008 -0.1166 0.7355 0.1401
-2.750 0.1213 0.04279 0.03084 -0.1137 0.7300 0.1465
-2.500 0.1332 0.04313 0.03120 -0.1122 0.7259 0.1567
-2.250 0.1555 0.04312 0.03116 -0.1119 0.7228 0.1713
-2.000 0.1832 0.04295 0.03098 -0.1123 0.7204 0.1929
-1.750 0.2145 0.04259 0.03078 -0.1133 0.7185 0.2288
-1.500 0.2230 0.04313 0.03159 -0.1119 0.7140 0.2718
-1.250 0.2356 0.04318 0.03244 -0.1112 0.7097 0.4085
-1.000 0.2446 0.04302 0.03326 -0.1073 0.7064 0.6553
-0.750 0.2535 0.04317 0.03366 -0.1025 0.7035 0.7920
-0.500 0.2726 0.04329 0.03377 -0.0996 0.7013 0.9203
-0.250 0.2843 0.04439 0.03471 -0.0989 0.6965 0.9998
0.000 0.2971 0.04551 0.03561 -0.0983 0.6916 0.9998
0.250 0.3205 0.04631 0.03616 -0.0986 0.6881 0.9998
0.500 0.3481 0.04702 0.03662 -0.0993 0.6855 0.9998
0.750 0.3783 0.04767 0.03704 -0.1002 0.6835 0.9998
1.000 0.3790 0.04931 0.03859 -0.0983 0.6771 0.9998
1.250 0.3969 0.05037 0.03950 -0.0981 0.6728 0.9998
1.500 0.4215 0.05123 0.04019 -0.0984 0.6697 0.9998
1.750 0.4506 0.05194 0.04074 -0.0991 0.6673 0.9998
2.000 0.4581 0.05343 0.04216 -0.0979 0.6617 0.9998
2.250 0.4717 0.05470 0.04334 -0.0973 0.6567 0.9998
2.500 0.4953 0.05563 0.04416 -0.0975 0.6533 0.9998
2.750 0.5241 0.05636 0.04478 -0.0981 0.6506 0.9998
3.000 0.5298 0.05799 0.04637 -0.0968 0.6446 0.9998
3.250 0.5446 0.05926 0.04759 -0.0962 0.6395 0.9998
3.500 0.5697 0.06014 0.04839 -0.0965 0.6360 0.9998
3.750 0.5998 0.06083 0.04902 -0.0971 0.6335 0.9998
4.000 0.5966 0.06285 0.05105 -0.0952 0.6254 0.9998
4.250 0.6183 0.06386 0.05202 -0.0952 0.6211 0.9998
4.500 0.6473 0.06457 0.05269 -0.0957 0.6181 0.9998
5.000 0.6686 0.06754 0.05566 -0.0940 0.6055 0.9998
5.250 0.6974 0.06823 0.05634 -0.0944 0.6023 0.9998
5.500 0.6979 0.07021 0.05835 -0.0929 0.5939 0.9998
5.750 0.7202 0.07115 0.05930 -0.0929 0.5891 0.9998
6.000 0.7503 0.07174 0.05989 -0.0933 0.5861 0.9998
6.250 0.7477 0.07387 0.06207 -0.0917 0.5763 0.9998
6.500 0.7743 0.07456 0.06279 -0.0918 0.5723 0.9998
6.750 0.7792 0.07637 0.06465 -0.0907 0.5638 0.9998
7.000 0.8010 0.07725 0.06557 -0.0905 0.5584 0.9998
7.250 0.8324 0.07757 0.06594 -0.0908 0.5552 0.9998
7.500 0.8295 0.07983 0.06828 -0.0894 0.5443 0.9998
7.750 0.8598 0.08010 0.06860 -0.0895 0.5406 0.9998
8.000 0.8590 0.08230 0.07087 -0.0882 0.5298 0.9998
8.250 0.8887 0.08248 0.07112 -0.0882 0.5257 0.9998
8.500 0.8890 0.08464 0.07337 -0.0871 0.5147 0.9998
8.750 0.9191 0.08465 0.07346 -0.0870 0.5105 0.9998
9.000 0.9195 0.08682 0.07573 -0.0859 0.4990 0.9998
9.250 0.9509 0.08657 0.07558 -0.0857 0.4950 0.9998
9.500 0.9510 0.08877 0.07788 -0.0846 0.4829 0.9998
10.000 0.9838 0.09040 0.07971 -0.0832 0.4663 0.9998
10.250 0.9882 0.09230 0.08172 -0.0824 0.4548 0.9998
10.500 1.0189 0.09156 0.08111 -0.0818 0.4497 0.9998
10.750 1.0212 0.09364 0.08330 -0.0809 0.4370 0.9998
11.000 1.0287 0.09521 0.08499 -0.0801 0.4256 0.9998
11.250 1.0578 0.09427 0.08420 -0.0792 0.4194 0.9998
11.500 1.0619 0.09621 0.08625 -0.0784 0.4064 0.9998
11.750 1.0706 0.09762 0.08778 -0.0777 0.3945 0.9998
12.000 1.1019 0.09596 0.08628 -0.0766 0.3883 0.9998
12.250 1.1074 0.09774 0.08819 -0.0758 0.3749 0.9998
12.500 1.1163 0.09906 0.08965 -0.0750 0.3623 0.9998
12.750 1.1511 0.09644 0.08718 -0.0736 0.3567 0.9998
13.000 1.1581 0.09802 0.08890 -0.0729 0.3430 0.9998
13.250 1.1679 0.09924 0.09025 -0.0721 0.3298 0.9998
13.500 1.1827 0.09969 0.09082 -0.0712 0.3174 0.9998
13.750 1.2075 0.09852 0.08975 -0.0700 0.3065 0.9998
14.000 1.2346 0.09698 0.08831 -0.0686 0.2945 0.9998
14.250 1.2484 0.09761 0.08899 -0.0678 0.2796 0.9998
14.500 1.2620 0.09830 0.08970 -0.0669 0.2645 0.9998
14.750 1.2739 0.09924 0.09065 -0.0661 0.2492 0.9998
15.000 1.2829 0.10069 0.09209 -0.0654 0.2344 0.9998
15.250 1.2891 0.10260 0.09399 -0.0649 0.2201 0.9998
15.500 1.2937 0.10486 0.09625 -0.0645 0.2068 0.9998
15.750 1.2982 0.10717 0.09856 -0.0643 0.1946 0.9998
16.000 1.3041 0.10922 0.10060 -0.0640 0.1834 0.9998
16.250 1.3128 0.11076 0.10206 -0.0635 0.1730 0.9998
16.500 1.3101 0.11451 0.10595 -0.0640 0.1634 0.9998
16.750 1.3148 0.11688 0.10833 -0.0641 0.1549 0.9998
17.000 1.3190 0.11937 0.11085 -0.0642 0.1466 0.9998
17.250 1.3189 0.12275 0.11437 -0.0648 0.1395 0.9998
17.500 1.3253 0.12487 0.11650 -0.0650 0.1326 0.9998
17.750 1.3234 0.12872 0.12050 -0.0660 0.1266 0.9998
18.000 1.3251 0.13185 0.12373 -0.0668 0.1208 0.9998
18.250 1.3298 0.13441 0.12632 -0.0674 0.1156 0.9998
18.500 1.3197 0.14010 0.13228 -0.0697 0.1110 0.9998
18.750 1.3300 0.14146 0.13362 -0.0698 0.1062 0.9998
19.000 1.3212 0.14705 0.13941 -0.0723 0.1027 0.9998
19.250 1.2977 0.15615 0.14882 -0.0772 0.0997 0.9998
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to AH 95-160 (ah95160-il)