OAF139 AIRFOIL (oaf139-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: OAF139 AIRFOIL (oaf139-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 26.54 at α=8° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-oaf139-il-100000.txt Download as CSV file: xf-oaf139-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: OAF139 AIRFOIL
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-14.250 -1.3086 0.08174 0.07583 0.0226 1.0000 0.1050
-14.000 -1.3520 0.07338 0.06716 0.0187 1.0000 0.1048
-13.750 -1.3892 0.06706 0.06051 0.0171 1.0000 0.1049
-13.500 -1.4219 0.06240 0.05551 0.0181 1.0000 0.1053
-13.250 -1.3810 0.06143 0.05486 0.0181 1.0000 0.1095
-13.000 -1.3897 0.05840 0.05167 0.0192 1.0000 0.1115
-12.750 -1.4033 0.05523 0.04822 0.0212 1.0000 0.1134
-12.500 -1.4144 0.05189 0.04448 0.0231 1.0000 0.1155
-12.250 -1.4158 0.04875 0.04098 0.0247 1.0000 0.1181
-12.000 -1.3926 0.04735 0.03975 0.0250 1.0000 0.1220
-11.750 -1.3828 0.04532 0.03751 0.0262 1.0000 0.1260
-11.500 -1.3781 0.04287 0.03454 0.0277 1.0000 0.1297
-11.250 -1.3535 0.04129 0.03321 0.0279 1.0000 0.1343
-11.000 -1.3374 0.03969 0.03144 0.0288 1.0000 0.1394
-10.750 -1.3219 0.03768 0.02914 0.0296 1.0000 0.1445
-10.500 -1.2986 0.03656 0.02817 0.0300 1.0000 0.1502
-10.250 -1.2821 0.03496 0.02617 0.0309 1.0000 0.1567
-10.000 -1.2575 0.03373 0.02517 0.0312 1.0000 0.1631
-9.750 -1.2381 0.03240 0.02352 0.0319 1.0000 0.1711
-9.500 -1.2134 0.03129 0.02263 0.0322 1.0000 0.1787
-9.250 -1.1916 0.03000 0.02116 0.0327 1.0000 0.1882
-9.000 -1.1676 0.02905 0.02027 0.0331 1.0000 0.1983
-8.750 -1.1436 0.02801 0.01928 0.0335 1.0000 0.2089
-8.500 -1.1196 0.02701 0.01825 0.0338 1.0000 0.2214
-8.250 -1.0952 0.02614 0.01732 0.0342 1.0000 0.2351
-8.000 -1.0701 0.02546 0.01660 0.0345 1.0000 0.2496
-7.750 -1.0441 0.02487 0.01614 0.0347 1.0000 0.2635
-7.500 -1.0179 0.02434 0.01567 0.0350 1.0000 0.2778
-7.250 -0.9914 0.02383 0.01522 0.0352 1.0000 0.2920
-7.000 -0.9646 0.02335 0.01475 0.0354 1.0000 0.3062
-6.750 -0.9374 0.02289 0.01427 0.0356 1.0000 0.3204
-6.500 -0.9101 0.02246 0.01378 0.0356 1.0000 0.3348
-6.250 -0.8822 0.02213 0.01351 0.0358 1.0000 0.3482
-6.000 -0.8542 0.02179 0.01327 0.0360 1.0000 0.3606
-5.750 -0.8260 0.02140 0.01290 0.0360 1.0000 0.3738
-5.500 -0.7977 0.02102 0.01248 0.0360 1.0000 0.3878
-5.250 -0.7691 0.02073 0.01222 0.0360 1.0000 0.4014
-5.000 -0.7404 0.02043 0.01205 0.0362 1.0000 0.4136
-4.750 -0.7116 0.02008 0.01174 0.0361 1.0000 0.4269
-4.500 -0.6824 0.01973 0.01137 0.0360 1.0000 0.4411
-4.250 -0.6532 0.01944 0.01117 0.0359 1.0000 0.4541
-4.000 -0.6239 0.01911 0.01095 0.0359 1.0000 0.4660
-3.750 -0.5940 0.01874 0.01062 0.0356 1.0000 0.4793
-3.500 -0.5637 0.01841 0.01030 0.0351 1.0000 0.4933
-3.250 -0.5336 0.01810 0.01017 0.0349 1.0000 0.5044
-3.000 -0.5025 0.01774 0.00992 0.0343 1.0000 0.5173
-2.750 -0.4697 0.01741 0.00964 0.0331 1.0000 0.5314
-2.500 -0.4345 0.01710 0.00958 0.0313 1.0000 0.5436
-2.250 -0.3991 0.01725 0.00976 0.0299 0.8915 0.5568
-2.000 -0.3806 0.01749 0.00979 0.0326 0.8310 0.5694
-1.750 -0.3587 0.01759 0.00983 0.0347 0.7899 0.5807
-1.500 -0.3343 0.01760 0.00977 0.0361 0.7568 0.5931
-1.250 -0.3084 0.01762 0.00965 0.0370 0.7284 0.6071
-1.000 -0.2820 0.01762 0.00963 0.0379 0.7020 0.6204
-0.750 -0.2553 0.01761 0.00960 0.0387 0.6780 0.6337
-0.500 -0.2282 0.01760 0.00955 0.0394 0.6561 0.6486
-0.250 -0.2009 0.01762 0.00951 0.0400 0.6359 0.6646
0.000 -0.1733 0.01765 0.00951 0.0405 0.6169 0.6812
0.250 -0.1463 0.01765 0.00955 0.0413 0.5988 0.6964
0.500 -0.1190 0.01765 0.00958 0.0419 0.5811 0.7120
0.750 -0.0915 0.01766 0.00963 0.0425 0.5639 0.7286
1.000 -0.0643 0.01769 0.00969 0.0432 0.5474 0.7461
1.250 -0.0375 0.01772 0.00976 0.0440 0.5313 0.7646
1.500 -0.0116 0.01775 0.00981 0.0450 0.5156 0.7840
1.750 0.0137 0.01778 0.00984 0.0462 0.5006 0.8048
2.000 0.0386 0.01779 0.00987 0.0475 0.4849 0.8280
2.250 0.0630 0.01777 0.00993 0.0489 0.4686 0.8525
2.500 0.0863 0.01774 0.00997 0.0507 0.4528 0.8798
2.750 0.1114 0.01769 0.00996 0.0521 0.4374 0.9107
3.000 0.1453 0.01770 0.00997 0.0517 0.4206 0.9436
3.250 0.1933 0.01787 0.01011 0.0480 0.4009 0.9722
3.500 0.2488 0.01812 0.01031 0.0427 0.3801 0.9952
3.750 0.2719 0.01815 0.01023 0.0421 0.3666 1.0000
4.000 0.2976 0.01836 0.01022 0.0419 0.3536 1.0000
4.250 0.3270 0.01863 0.01043 0.0412 0.3378 1.0000
4.500 0.3570 0.01897 0.01075 0.0406 0.3222 1.0000
4.750 0.3868 0.01936 0.01109 0.0401 0.3068 1.0000
5.000 0.4165 0.01979 0.01147 0.0397 0.2920 1.0000
5.250 0.4460 0.02024 0.01185 0.0393 0.2778 1.0000
5.500 0.4750 0.02072 0.01217 0.0391 0.2648 1.0000
5.750 0.5044 0.02120 0.01263 0.0387 0.2510 1.0000
6.000 0.5340 0.02184 0.01334 0.0383 0.2374 1.0000
6.250 0.5631 0.02256 0.01407 0.0379 0.2251 1.0000
6.500 0.5915 0.02324 0.01459 0.0377 0.2145 1.0000
6.750 0.6204 0.02393 0.01536 0.0373 0.2029 1.0000
7.000 0.6489 0.02490 0.01644 0.0369 0.1920 1.0000
7.250 0.6766 0.02574 0.01708 0.0368 0.1831 1.0000
7.500 0.7048 0.02665 0.01823 0.0363 0.1727 1.0000
7.750 0.7321 0.02780 0.01944 0.0360 0.1641 1.0000
8.000 0.7594 0.02861 0.02022 0.0358 0.1558 1.0000
8.250 0.7856 0.03014 0.02198 0.0353 0.1476 1.0000
8.500 0.8123 0.03097 0.02269 0.0353 0.1408 1.0000
8.750 0.8365 0.03297 0.02506 0.0346 0.1336 1.0000
9.000 0.8622 0.03394 0.02594 0.0346 0.1277 1.0000
9.250 0.8834 0.03650 0.02889 0.0339 0.1220 1.0000
9.500 0.9063 0.03807 0.03058 0.0336 0.1167 1.0000
9.750 0.9285 0.04003 0.03249 0.0335 0.1126 1.0000
10.000 0.9375 0.04419 0.03737 0.0319 0.1085 1.0000
10.250 0.9564 0.04607 0.03932 0.0318 0.1046 1.0000
10.500 0.9800 0.04767 0.04069 0.0321 0.1015 1.0000
10.750 0.9644 0.05440 0.04823 0.0291 0.1001 1.0000
11.000 0.9278 0.06319 0.05752 0.0233 0.1001 1.0000
11.250 0.8772 0.07447 0.06901 0.0136 0.1013 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to OAF139 AIRFOIL (oaf139-il)