OAF139 AIRFOIL (oaf139-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: OAF139 AIRFOIL (oaf139-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 31.75 at α=8.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-oaf139-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-oaf139-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-16.500 -1.2179 0.12288 0.11706 0.0535 1.0000 0.0653
-16.250 -1.2663 0.10891 0.10273 0.0447 1.0000 0.0659
-16.000 -1.2745 0.10364 0.09739 0.0422 1.0000 0.0670
-15.750 -1.2763 0.09973 0.09346 0.0406 1.0000 0.0683
-15.500 -1.2882 0.09401 0.08762 0.0378 1.0000 0.0694
-15.250 -1.3029 0.08800 0.08144 0.0350 1.0000 0.0706
-15.000 -1.3179 0.08207 0.07531 0.0322 1.0000 0.0719
-14.750 -1.3323 0.07634 0.06934 0.0296 1.0000 0.0732
-14.500 -1.3459 0.07084 0.06355 0.0272 1.0000 0.0746
-14.250 -1.3443 0.06791 0.06065 0.0267 1.0000 0.0761
-14.000 -1.3455 0.06452 0.05720 0.0258 1.0000 0.0776
-13.750 -1.3481 0.06095 0.05351 0.0247 1.0000 0.0794
-13.500 -1.3509 0.05736 0.04975 0.0237 1.0000 0.0813
-13.250 -1.3537 0.05384 0.04599 0.0229 1.0000 0.0834
-13.000 -1.3516 0.05112 0.04322 0.0227 1.0000 0.0853
-12.750 -1.3491 0.04855 0.04062 0.0225 1.0000 0.0873
-12.500 -1.3466 0.04606 0.03802 0.0226 1.0000 0.0896
-12.250 -1.3436 0.04371 0.03549 0.0229 1.0000 0.0922
-12.000 -1.3398 0.04159 0.03324 0.0237 1.0000 0.0948
-11.750 -1.3361 0.03980 0.03143 0.0251 1.0000 0.0972
-11.500 -1.3295 0.03820 0.02976 0.0265 1.0000 0.1002
-11.250 -1.3187 0.03669 0.02809 0.0276 1.0000 0.1039
-11.000 -1.3068 0.03522 0.02659 0.0287 1.0000 0.1074
-10.750 -1.2930 0.03389 0.02521 0.0296 1.0000 0.1115
-10.500 -1.2765 0.03266 0.02383 0.0305 1.0000 0.1165
-10.250 -1.2603 0.03141 0.02261 0.0313 1.0000 0.1212
-10.000 -1.2418 0.03029 0.02141 0.0319 1.0000 0.1271
-9.750 -1.2226 0.02919 0.02030 0.0326 1.0000 0.1331
-9.500 -1.2021 0.02820 0.01925 0.0331 1.0000 0.1405
-9.250 -1.1810 0.02722 0.01827 0.0335 1.0000 0.1479
-9.000 -1.1583 0.02636 0.01732 0.0339 1.0000 0.1572
-8.750 -1.1358 0.02550 0.01649 0.0342 1.0000 0.1665
-8.500 -1.1121 0.02470 0.01568 0.0345 1.0000 0.1766
-8.250 -1.0876 0.02398 0.01490 0.0347 1.0000 0.1881
-8.000 -1.0627 0.02329 0.01418 0.0348 1.0000 0.1998
-7.750 -1.0375 0.02263 0.01355 0.0350 1.0000 0.2112
-7.500 -1.0117 0.02202 0.01294 0.0351 1.0000 0.2232
-7.250 -0.9852 0.02148 0.01237 0.0351 1.0000 0.2355
-7.000 -0.9584 0.02098 0.01186 0.0351 1.0000 0.2482
-6.750 -0.9314 0.02050 0.01141 0.0351 1.0000 0.2602
-6.500 -0.9039 0.02006 0.01098 0.0351 1.0000 0.2725
-6.250 -0.8761 0.01965 0.01055 0.0350 1.0000 0.2852
-6.000 -0.8480 0.01926 0.01013 0.0349 1.0000 0.2980
-5.750 -0.8200 0.01888 0.00982 0.0348 1.0000 0.3100
-5.500 -0.7915 0.01853 0.00948 0.0347 1.0000 0.3223
-5.250 -0.7627 0.01820 0.00915 0.0345 1.0000 0.3354
-5.000 -0.7339 0.01789 0.00887 0.0344 1.0000 0.3482
-4.750 -0.7049 0.01759 0.00864 0.0342 1.0000 0.3601
-4.500 -0.6756 0.01730 0.00838 0.0339 1.0000 0.3723
-4.250 -0.6459 0.01702 0.00811 0.0336 1.0000 0.3847
-4.000 -0.6164 0.01674 0.00792 0.0334 1.0000 0.3953
-3.750 -0.5863 0.01647 0.00770 0.0330 1.0000 0.4067
-3.500 -0.5559 0.01622 0.00751 0.0325 1.0000 0.4180
-3.250 -0.5244 0.01612 0.00747 0.0319 0.9128 0.4287
-3.000 -0.5011 0.01629 0.00745 0.0335 0.8238 0.4397
-2.750 -0.4777 0.01634 0.00741 0.0351 0.7713 0.4491
-2.500 -0.4520 0.01635 0.00728 0.0360 0.7306 0.4599
-2.250 -0.4251 0.01634 0.00717 0.0366 0.6971 0.4707
-2.000 -0.3976 0.01631 0.00705 0.0371 0.6688 0.4812
-1.750 -0.3690 0.01628 0.00693 0.0373 0.6433 0.4932
-1.500 -0.3408 0.01623 0.00687 0.0376 0.6208 0.5036
-1.250 -0.3120 0.01620 0.00678 0.0377 0.6002 0.5154
-1.000 -0.2833 0.01618 0.00671 0.0379 0.5809 0.5277
-0.750 -0.2547 0.01615 0.00667 0.0380 0.5623 0.5398
-0.500 -0.2257 0.01613 0.00663 0.0381 0.5445 0.5534
-0.250 -0.1965 0.01612 0.00659 0.0382 0.5275 0.5677
0.000 -0.1678 0.01608 0.00660 0.0383 0.5119 0.5803
0.250 -0.1388 0.01607 0.00659 0.0384 0.4975 0.5932
0.750 -0.0809 0.01607 0.00662 0.0386 0.4693 0.6207
1.000 -0.0521 0.01607 0.00666 0.0388 0.4556 0.6347
1.250 -0.0233 0.01609 0.00670 0.0389 0.4428 0.6495
1.500 0.0057 0.01611 0.00675 0.0390 0.4293 0.6653
1.750 0.0346 0.01613 0.00684 0.0391 0.4151 0.6823
2.000 0.0632 0.01616 0.00692 0.0393 0.4015 0.7003
2.250 0.0915 0.01620 0.00699 0.0396 0.3880 0.7194
2.500 0.1196 0.01623 0.00710 0.0400 0.3737 0.7396
2.750 0.1473 0.01626 0.00722 0.0405 0.3592 0.7615
3.000 0.1746 0.01631 0.00735 0.0410 0.3453 0.7853
3.250 0.2014 0.01637 0.00746 0.0417 0.3321 0.8113
3.500 0.2276 0.01641 0.00756 0.0426 0.3189 0.8388
3.750 0.2543 0.01646 0.00771 0.0433 0.3051 0.8700
4.000 0.2825 0.01653 0.00784 0.0437 0.2915 0.9049
4.250 0.3161 0.01664 0.00797 0.0429 0.2777 0.9439
4.500 0.3547 0.01680 0.00812 0.0407 0.2630 1.0000
4.750 0.3845 0.01711 0.00835 0.0401 0.2502 1.0000
5.000 0.4145 0.01744 0.00867 0.0396 0.2370 1.0000
5.250 0.4442 0.01781 0.00900 0.0390 0.2248 1.0000
5.500 0.4737 0.01822 0.00933 0.0385 0.2132 1.0000
5.750 0.5031 0.01864 0.00974 0.0380 0.2017 1.0000
6.000 0.5325 0.01911 0.01021 0.0376 0.1903 1.0000
6.250 0.5616 0.01961 0.01068 0.0371 0.1802 1.0000
6.500 0.5905 0.02012 0.01118 0.0367 0.1700 1.0000
6.750 0.6195 0.02067 0.01178 0.0362 0.1602 1.0000
7.000 0.6479 0.02126 0.01232 0.0358 0.1518 1.0000
7.250 0.6763 0.02185 0.01298 0.0354 0.1429 1.0000
7.500 0.7043 0.02253 0.01367 0.0350 0.1352 1.0000
7.750 0.7320 0.02321 0.01436 0.0346 0.1278 1.0000
8.000 0.7594 0.02399 0.01521 0.0342 0.1207 1.0000
8.250 0.7862 0.02476 0.01597 0.0338 0.1144 1.0000
8.500 0.8128 0.02567 0.01699 0.0335 0.1081 1.0000
8.750 0.8386 0.02653 0.01784 0.0331 0.1026 1.0000
9.000 0.8641 0.02756 0.01901 0.0328 0.0971 1.0000
9.250 0.8889 0.02853 0.02001 0.0325 0.0924 1.0000
9.500 0.9129 0.02970 0.02129 0.0322 0.0879 1.0000
9.750 0.9362 0.03086 0.02255 0.0319 0.0836 1.0000
10.000 0.9585 0.03204 0.02371 0.0316 0.0804 1.0000
10.250 0.9795 0.03354 0.02546 0.0313 0.0764 1.0000
10.500 0.9998 0.03486 0.02683 0.0310 0.0735 1.0000
10.750 1.0183 0.03642 0.02847 0.0308 0.0709 1.0000
11.000 1.0340 0.03836 0.03065 0.0303 0.0680 1.0000
11.250 1.0490 0.04009 0.03249 0.0299 0.0657 1.0000
11.500 1.0633 0.04172 0.03410 0.0297 0.0641 1.0000
11.750 1.0686 0.04460 0.03727 0.0287 0.0623 1.0000
12.000 1.0666 0.04796 0.04088 0.0269 0.0608 1.0000
12.250 1.0605 0.05202 0.04513 0.0240 0.0597 1.0000
12.500 1.0548 0.05643 0.04968 0.0207 0.0586 1.0000
12.750 1.0507 0.06067 0.05401 0.0177 0.0577 1.0000
13.000 1.0515 0.06411 0.05745 0.0157 0.0568 1.0000
13.250 1.0305 0.07138 0.06493 0.0104 0.0563 1.0000
13.500 0.9916 0.08214 0.07599 0.0025 0.0561 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to OAF139 AIRFOIL (oaf139-il)