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

AUGUST 160 (august160-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: AUGUST 160 (august160-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 20.77 at α=0°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-august160-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-august160-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: AUGUST 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.500  -0.1595   0.11258   0.10759  -0.0405   0.7266   0.0883
 -10.250  -0.1568   0.10989   0.10480  -0.0435   0.7073   0.0916
 -10.000  -0.1797   0.10782   0.10276  -0.0500   0.7006   0.0929
  -9.750  -0.1378   0.10343   0.09817  -0.0464   0.6735   0.0961
  -9.500  -0.1326   0.10068   0.09535  -0.0480   0.6611   0.1004
  -9.250  -0.1565   0.09847   0.09322  -0.0536   0.6557   0.1026
  -9.000  -0.1263   0.09474   0.08934  -0.0506   0.6391   0.1053
  -8.750  -0.1191   0.09207   0.08661  -0.0509   0.6283   0.1094
  -8.500  -0.1474   0.08946   0.08408  -0.0567   0.6256   0.1130
  -8.250  -0.1246   0.08605   0.08063  -0.0546   0.6127   0.1152
  -8.000  -0.1132   0.08353   0.07801  -0.0540   0.6038   0.1195
  -7.750  -0.1434   0.08040   0.07501  -0.0590   0.6004   0.1236
  -7.500  -0.1401   0.07718   0.07179  -0.0587   0.5923   0.1258
  -7.250  -0.1236   0.07487   0.06938  -0.0571   0.5845   0.1309
  -7.000  -0.1727   0.07254   0.06692  -0.0612   0.5845   0.1361
  -6.750  -0.1356   0.06931   0.06384  -0.0582   0.5725   0.1395
  -6.500  -0.1606   0.06709   0.06137  -0.0603   0.5703   0.1486
  -6.250  -0.1329   0.06397   0.05836  -0.0582   0.5616   0.1519
  -6.000  -0.1392   0.06161   0.05583  -0.0587   0.5566   0.1624
  -5.750  -0.1190   0.05917   0.05341  -0.0570   0.5497   0.1677
  -5.500  -0.1138   0.05680   0.05090  -0.0565   0.5448   0.1785
  -5.250  -0.1065   0.05468   0.04873  -0.0557   0.5389   0.1918
  -5.000  -0.0964   0.05271   0.04665  -0.0547   0.5335   0.2062
  -4.750  -0.0837   0.05071   0.04451  -0.0533   0.5290   0.2217
  -4.500  -0.0678   0.03763   0.02889  -0.0517   0.5295   0.0751
  -4.250  -0.0456   0.03557   0.02677  -0.0509   0.5242   0.0731
  -4.000  -0.0246   0.03383   0.02476  -0.0494   0.5181   0.0722
  -3.750  -0.0016   0.03229   0.02284  -0.0481   0.5129   0.0717
  -3.500   0.0237   0.03086   0.02099  -0.0470   0.5086   0.0710
  -3.250   0.0486   0.02968   0.01960  -0.0459   0.5032   0.0701
  -3.000   0.0748   0.02868   0.01845  -0.0451   0.4979   0.0704
  -2.750   0.1020   0.02783   0.01744  -0.0444   0.4936   0.0716
  -2.500   0.1296   0.02714   0.01657  -0.0437   0.4900   0.0737
  -2.250   0.1541   0.02664   0.01615  -0.0429   0.4860   0.0769
  -2.000   0.1767   0.02645   0.01606  -0.0419   0.4816   0.0832
  -1.750   0.1991   0.02620   0.01590  -0.0407   0.4777   0.0935
  -1.500   0.4192   0.02308   0.01541  -0.0715   0.4683   1.0000
  -1.250   0.4363   0.02352   0.01583  -0.0703   0.4641   1.0000
  -1.000   0.4547   0.02394   0.01614  -0.0692   0.4604   1.0000
  -0.750   0.4738   0.02435   0.01642  -0.0680   0.4574   1.0000
  -0.500   0.4935   0.02474   0.01665  -0.0669   0.4548   1.0000
  -0.250   0.5137   0.02517   0.01691  -0.0658   0.4525   1.0000
   0.000   0.5342   0.02572   0.01727  -0.0647   0.4505   1.0000
   0.250   0.5489   0.02673   0.01835  -0.0633   0.4479   1.0000
   0.500   0.5626   0.02787   0.01957  -0.0618   0.4451   1.0000
   0.750   0.5764   0.02904   0.02077  -0.0604   0.4425   1.0000
   1.000   0.5906   0.03013   0.02186  -0.0589   0.4401   1.0000
   1.250   0.6063   0.03103   0.02271  -0.0574   0.4376   1.0000
   1.500   0.6243   0.03170   0.02329  -0.0561   0.4355   1.0000
   1.750   0.6443   0.03226   0.02373  -0.0548   0.4337   1.0000
   2.000   0.6637   0.03302   0.02436  -0.0536   0.4321   1.0000
   2.250   0.6752   0.03456   0.02590  -0.0519   0.4306   1.0000
   2.500   0.6638   0.03795   0.02958  -0.0489   0.4288   1.0000
   2.750   0.5953   0.04601   0.03810  -0.0435   0.4262   1.0000
   3.000   0.4884   0.05747   0.04985  -0.0390   0.4333   1.0000
   3.250   0.5071   0.05873   0.05100  -0.0379   0.4323   1.0000
   3.500   0.5230   0.06043   0.05261  -0.0369   0.4316   1.0000
   3.750   0.3521   0.07893   0.07154  -0.0393   0.4898   1.0000
   4.000   0.3199   0.08039   0.07300  -0.0370   0.4807   1.0000
   4.250   0.3350   0.08185   0.07436  -0.0363   0.4754   1.0000
   4.500   0.3598   0.08364   0.07604  -0.0361   0.4724   1.0000
   4.750   0.3886   0.08589   0.07819  -0.0361   0.4708   1.0000
   5.000   0.4217   0.08877   0.08097  -0.0364   0.4697   1.0000
   5.250   0.3712   0.08908   0.08131  -0.0339   0.4576   1.0000
   5.500   0.3913   0.09092   0.08307  -0.0336   0.4545   1.0000
   5.750   0.4162   0.09310   0.08517  -0.0335   0.4525   1.0000
   6.000   0.4464   0.09584   0.08784  -0.0337   0.4512   1.0000
   6.250   0.4827   0.09939   0.09133  -0.0342   0.4503   1.0000
   6.500   0.4246   0.09853   0.09049  -0.0319   0.4368   1.0000
   6.750   0.4465   0.10063   0.09254  -0.0318   0.4344   1.0000
<< Back to AUGUST 160 (august160-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to AUGUST 160 (august160-il)