OAF139 AIRFOIL (oaf139-il) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: OAF139 AIRFOIL (oaf139-il) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 59.83 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-oaf139-il-500000-n5.txt Download as CSV file: xf-oaf139-il-500000-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 = 0.500 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-17.250 -1.5394 0.08519 0.08041 0.0458 1.0000 0.0304
-17.000 -1.5536 0.07950 0.07461 0.0436 1.0000 0.0308
-16.750 -1.5716 0.07347 0.06847 0.0414 1.0000 0.0311
-16.500 -1.5877 0.06779 0.06268 0.0394 1.0000 0.0316
-16.250 -1.6020 0.06243 0.05720 0.0376 1.0000 0.0320
-16.000 -1.6133 0.05747 0.05213 0.0359 1.0000 0.0326
-15.750 -1.6222 0.05289 0.04745 0.0344 1.0000 0.0332
-15.500 -1.6278 0.04873 0.04317 0.0331 1.0000 0.0339
-15.250 -1.6307 0.04498 0.03930 0.0318 1.0000 0.0347
-15.000 -1.6317 0.04148 0.03568 0.0307 1.0000 0.0354
-14.750 -1.6328 0.03808 0.03219 0.0297 1.0000 0.0362
-14.500 -1.6310 0.03522 0.02925 0.0291 1.0000 0.0372
-14.250 -1.6272 0.03282 0.02676 0.0290 1.0000 0.0382
-14.000 -1.6223 0.03085 0.02468 0.0294 1.0000 0.0393
-13.750 -1.6173 0.02924 0.02297 0.0307 1.0000 0.0402
-13.500 -1.6126 0.02784 0.02152 0.0327 1.0000 0.0413
-13.250 -1.6006 0.02675 0.02037 0.0340 1.0000 0.0428
-13.000 -1.5851 0.02582 0.01938 0.0351 1.0000 0.0443
-12.750 -1.5673 0.02501 0.01849 0.0360 1.0000 0.0457
-12.500 -1.5495 0.02409 0.01755 0.0369 1.0000 0.0475
-12.250 -1.5296 0.02332 0.01675 0.0376 1.0000 0.0493
-12.000 -1.5082 0.02266 0.01602 0.0382 1.0000 0.0512
-11.750 -1.4868 0.02194 0.01526 0.0388 1.0000 0.0531
-11.500 -1.4644 0.02126 0.01457 0.0393 1.0000 0.0554
-11.250 -1.4409 0.02069 0.01395 0.0397 1.0000 0.0576
-11.000 -1.4172 0.02009 0.01332 0.0400 1.0000 0.0598
-10.750 -1.3931 0.01948 0.01270 0.0404 1.0000 0.0624
-10.500 -1.3681 0.01897 0.01216 0.0406 1.0000 0.0650
-10.250 -1.3430 0.01844 0.01161 0.0408 1.0000 0.0676
-10.000 -1.3176 0.01790 0.01107 0.0410 1.0000 0.0708
-9.750 -1.2914 0.01746 0.01060 0.0412 1.0000 0.0739
-9.500 -1.2654 0.01695 0.01009 0.0413 1.0000 0.0775
-9.250 -1.2388 0.01649 0.00963 0.0414 1.0000 0.0815
-9.000 -1.2119 0.01607 0.00919 0.0414 1.0000 0.0853
-8.750 -1.1850 0.01560 0.00874 0.0415 1.0000 0.0903
-8.500 -1.1576 0.01520 0.00835 0.0415 1.0000 0.0952
-8.250 -1.1303 0.01475 0.00793 0.0414 1.0000 0.1015
-8.000 -1.1025 0.01435 0.00754 0.0414 1.0000 0.1081
-7.750 -1.0746 0.01395 0.00718 0.0413 1.0000 0.1160
-7.500 -1.0467 0.01354 0.00681 0.0412 1.0000 0.1253
-7.250 -1.0185 0.01314 0.00648 0.0411 1.0000 0.1357
-7.000 -0.9900 0.01279 0.00617 0.0410 1.0000 0.1465
-6.750 -0.9613 0.01246 0.00589 0.0408 1.0000 0.1580
-6.500 -0.9325 0.01213 0.00562 0.0406 1.0000 0.1696
-6.250 -0.9035 0.01182 0.00537 0.0404 1.0000 0.1803
-6.000 -0.8743 0.01156 0.00514 0.0402 1.0000 0.1901
-5.750 -0.8449 0.01130 0.00493 0.0400 1.0000 0.1996
-5.500 -0.8237 0.01145 0.00490 0.0419 0.8412 0.2079
-5.250 -0.7972 0.01143 0.00470 0.0425 0.7798 0.2170
-5.000 -0.7689 0.01132 0.00449 0.0426 0.7313 0.2272
-4.500 -0.7107 0.01112 0.00411 0.0423 0.6573 0.2492
-4.250 -0.6813 0.01100 0.00395 0.0422 0.6294 0.2615
-4.000 -0.6517 0.01088 0.00380 0.0420 0.6045 0.2735
-3.750 -0.6220 0.01079 0.00366 0.0418 0.5833 0.2848
-3.500 -0.5922 0.01069 0.00354 0.0416 0.5638 0.2968
-3.250 -0.5625 0.01058 0.00342 0.0413 0.5460 0.3091
-3.000 -0.5326 0.01048 0.00331 0.0411 0.5300 0.3212
-2.750 -0.5027 0.01042 0.00322 0.0409 0.5130 0.3325
-2.500 -0.4728 0.01034 0.00312 0.0407 0.4944 0.3428
-2.250 -0.4427 0.01030 0.00304 0.0405 0.4781 0.3519
-1.750 -0.3827 0.01018 0.00290 0.0400 0.4541 0.3708
-1.500 -0.3526 0.01013 0.00285 0.0398 0.4421 0.3800
-1.250 -0.3225 0.01010 0.00279 0.0396 0.4300 0.3886
-1.000 -0.2924 0.01005 0.00276 0.0394 0.4199 0.3987
-0.750 -0.2622 0.01003 0.00272 0.0392 0.4096 0.4076
-0.500 -0.2321 0.01000 0.00270 0.0390 0.3996 0.4167
-0.250 -0.2019 0.00998 0.00267 0.0387 0.3886 0.4256
0.000 -0.1717 0.00996 0.00266 0.0385 0.3775 0.4360
0.250 -0.1415 0.00995 0.00266 0.0383 0.3669 0.4453
0.750 -0.0810 0.00996 0.00266 0.0378 0.3414 0.4646
1.000 -0.0508 0.00999 0.00267 0.0376 0.3288 0.4754
1.250 -0.0205 0.01000 0.00270 0.0373 0.3164 0.4876
1.500 0.0097 0.01002 0.00273 0.0371 0.3034 0.5002
1.750 0.0400 0.01004 0.00277 0.0368 0.2911 0.5137
2.000 0.0702 0.01008 0.00282 0.0366 0.2789 0.5259
2.250 0.1005 0.01014 0.00287 0.0363 0.2659 0.5360
2.500 0.1307 0.01020 0.00294 0.0360 0.2536 0.5470
2.750 0.1610 0.01026 0.00301 0.0358 0.2415 0.5586
3.000 0.1912 0.01034 0.00310 0.0355 0.2302 0.5713
3.250 0.2214 0.01043 0.00320 0.0352 0.2186 0.5848
3.500 0.2516 0.01050 0.00331 0.0350 0.2087 0.5977
3.750 0.2818 0.01062 0.00343 0.0347 0.1985 0.6110
4.000 0.3119 0.01071 0.00356 0.0344 0.1888 0.6255
4.250 0.3420 0.01081 0.00369 0.0342 0.1795 0.6422
4.500 0.3720 0.01093 0.00385 0.0339 0.1688 0.6603
4.750 0.4020 0.01103 0.00401 0.0337 0.1586 0.6804
5.000 0.4318 0.01115 0.00419 0.0335 0.1484 0.7030
5.250 0.4614 0.01129 0.00438 0.0332 0.1385 0.7271
5.500 0.4909 0.01143 0.00458 0.0331 0.1293 0.7522
5.750 0.5201 0.01157 0.00481 0.0330 0.1217 0.7781
6.000 0.5490 0.01174 0.00504 0.0330 0.1139 0.8055
6.250 0.5773 0.01187 0.00527 0.0331 0.1078 0.8347
6.500 0.6047 0.01205 0.00552 0.0334 0.1014 0.8657
6.750 0.6308 0.01215 0.00573 0.0341 0.0962 0.9004
7.000 0.6562 0.01229 0.00593 0.0349 0.0907 0.9439
7.250 0.6875 0.01246 0.00613 0.0344 0.0856 1.0000
7.500 0.7174 0.01281 0.00644 0.0339 0.0803 1.0000
7.750 0.7471 0.01311 0.00675 0.0336 0.0755 1.0000
8.000 0.7767 0.01347 0.00709 0.0332 0.0710 1.0000
8.250 0.8061 0.01382 0.00743 0.0329 0.0667 1.0000
8.500 0.8354 0.01421 0.00782 0.0325 0.0627 1.0000
8.750 0.8646 0.01459 0.00820 0.0322 0.0588 1.0000
9.000 0.8935 0.01502 0.00863 0.0318 0.0554 1.0000
9.250 0.9224 0.01544 0.00906 0.0315 0.0523 1.0000
9.500 0.9509 0.01592 0.00954 0.0312 0.0495 1.0000
9.750 0.9794 0.01637 0.01002 0.0309 0.0467 1.0000
10.000 1.0074 0.01693 0.01057 0.0305 0.0442 1.0000
10.250 1.0354 0.01740 0.01109 0.0303 0.0422 1.0000
10.500 1.0630 0.01796 0.01167 0.0300 0.0402 1.0000
10.750 1.0902 0.01858 0.01232 0.0297 0.0385 1.0000
11.000 1.1173 0.01914 0.01293 0.0295 0.0369 1.0000
11.250 1.1438 0.01980 0.01361 0.0292 0.0353 1.0000
11.500 1.1697 0.02054 0.01440 0.0289 0.0340 1.0000
11.750 1.1956 0.02121 0.01513 0.0287 0.0329 1.0000
12.000 1.2208 0.02195 0.01593 0.0285 0.0317 1.0000
12.250 1.2451 0.02280 0.01682 0.0283 0.0308 1.0000
12.500 1.2681 0.02381 0.01788 0.0280 0.0298 1.0000
12.750 1.2913 0.02468 0.01884 0.0278 0.0290 1.0000
13.000 1.3134 0.02565 0.01989 0.0276 0.0282 1.0000
13.250 1.3341 0.02677 0.02108 0.0273 0.0274 1.0000
13.500 1.3526 0.02810 0.02248 0.0270 0.0267 1.0000
13.750 1.3677 0.02980 0.02426 0.0263 0.0261 1.0000
14.000 1.3804 0.03173 0.02631 0.0253 0.0256 1.0000
14.250 1.3833 0.03534 0.03009 0.0216 0.0253 1.0000
14.500 1.3788 0.04035 0.03527 0.0170 0.0250 1.0000
14.750 1.3703 0.04580 0.04087 0.0128 0.0248 1.0000
15.000 1.3565 0.05172 0.04692 0.0089 0.0246 1.0000
15.250 1.3385 0.05805 0.05340 0.0051 0.0245 1.0000
15.500 1.3178 0.06467 0.06015 0.0014 0.0244 1.0000
15.750 1.2963 0.07142 0.06702 -0.0023 0.0242 1.0000
16.000 1.2740 0.07836 0.07408 -0.0060 0.0241 1.0000
16.250 1.2529 0.08523 0.08106 -0.0096 0.0240 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to OAF139 AIRFOIL (oaf139-il)