UNIVERSITY OF ALBERTA UA 79-SF-187 AIRFOIL (ua79sf18-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: UNIVERSITY OF ALBERTA UA 79-SF-187 AIRFOIL (ua79sf18-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 14.98 at α=13° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ua79sf18-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ua79sf18-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: UNIVERSITY OF ALBERTA UA 79-SF-187 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-6.250 -0.5379 0.10649 0.10237 -0.0131 1.0000 0.2539
-6.000 -0.5840 0.10081 0.09678 -0.0124 1.0000 0.2529
-5.750 -0.6292 0.09508 0.09109 -0.0115 1.0000 0.2527
-5.500 -0.6789 0.08828 0.08417 -0.0118 1.0000 0.2511
-5.250 -0.7400 0.07465 0.06855 -0.0215 1.0000 0.1468
-5.000 -0.7240 0.06859 0.06168 -0.0215 1.0000 0.1176
-4.750 -0.7067 0.06408 0.05650 -0.0206 1.0000 0.1033
-4.500 -0.6869 0.06061 0.05221 -0.0195 1.0000 0.0933
-4.250 -0.6681 0.05734 0.04858 -0.0185 1.0000 0.0889
-4.000 -0.6459 0.05469 0.04517 -0.0172 1.0000 0.0837
-3.750 -0.6236 0.05314 0.04301 -0.0158 1.0000 0.0816
-3.500 -0.6023 0.05134 0.04087 -0.0147 1.0000 0.0819
-3.250 -0.5814 0.04913 0.03861 -0.0138 1.0000 0.0839
-3.000 -0.5605 0.04779 0.03718 -0.0127 1.0000 0.0881
-2.750 -0.5386 0.04685 0.03610 -0.0112 1.0000 0.0911
-2.500 -0.5164 0.04621 0.03527 -0.0091 1.0000 0.0948
-2.250 -0.1945 0.06088 0.05281 -0.0283 1.0000 1.0000
-2.000 -0.1895 0.06048 0.05219 -0.0266 1.0000 1.0000
-1.750 -0.1841 0.06013 0.05162 -0.0249 1.0000 1.0000
-1.500 -0.1786 0.05983 0.05114 -0.0231 1.0000 1.0000
-1.250 -0.1730 0.05959 0.05071 -0.0214 1.0000 1.0000
-1.000 -0.1673 0.05937 0.05033 -0.0196 1.0000 1.0000
-0.750 -0.1616 0.05920 0.05000 -0.0178 1.0000 1.0000
-0.500 -0.1558 0.05906 0.04970 -0.0160 1.0000 1.0000
-0.250 -0.1501 0.05894 0.04944 -0.0142 1.0000 1.0000
0.000 -0.1445 0.05885 0.04922 -0.0123 1.0000 1.0000
0.250 -0.1390 0.05877 0.04899 -0.0105 1.0000 1.0000
0.500 -0.1336 0.05870 0.04880 -0.0086 1.0000 1.0000
0.750 -0.1283 0.05864 0.04864 -0.0067 1.0000 1.0000
1.000 -0.1233 0.05858 0.04849 -0.0048 1.0000 1.0000
1.250 -0.1185 0.05852 0.04834 -0.0028 1.0000 1.0000
1.500 -0.1139 0.05846 0.04820 -0.0008 1.0000 1.0000
1.750 -0.1097 0.05838 0.04805 0.0011 1.0000 1.0000
2.000 -0.1057 0.05830 0.04788 0.0032 1.0000 1.0000
2.250 -0.0883 0.05901 0.04851 0.0024 0.9955 1.0000
2.500 -0.0622 0.06031 0.04971 -0.0001 0.9852 1.0000
2.750 -0.0406 0.06129 0.05062 -0.0016 0.9740 1.0000
3.000 -0.0221 0.06216 0.05141 -0.0025 0.9625 1.0000
3.250 -0.0056 0.06303 0.05222 -0.0029 0.9514 1.0000
3.500 0.0118 0.06421 0.05334 -0.0035 0.9410 1.0000
3.750 0.0292 0.06530 0.05439 -0.0040 0.9293 1.0000
4.000 0.0393 0.06548 0.05453 -0.0031 0.9171 1.0000
4.250 0.0491 0.06581 0.05483 -0.0023 0.9057 1.0000
4.500 0.0620 0.06657 0.05556 -0.0021 0.8954 1.0000
4.750 0.0862 0.06858 0.05752 -0.0039 0.8872 1.0000
5.000 0.1059 0.06972 0.05865 -0.0050 0.8758 1.0000
5.250 0.1197 0.07049 0.05941 -0.0052 0.8651 1.0000
5.500 0.1380 0.07193 0.06084 -0.0063 0.8558 1.0000
5.750 0.1729 0.07508 0.06398 -0.0100 0.8478 1.0000
6.000 0.1853 0.07571 0.06463 -0.0102 0.8366 1.0000
6.250 0.1992 0.07689 0.06584 -0.0107 0.8269 1.0000
6.500 0.2213 0.07902 0.06800 -0.0126 0.8190 1.0000
6.750 0.2500 0.08156 0.07056 -0.0153 0.8091 1.0000
7.000 0.2596 0.08251 0.07155 -0.0153 0.7990 1.0000
7.250 0.2772 0.08454 0.07362 -0.0167 0.7912 1.0000
7.500 0.3109 0.08779 0.07694 -0.0201 0.7818 1.0000
7.750 0.3161 0.08853 0.07774 -0.0197 0.7716 1.0000
8.000 0.3304 0.09050 0.07976 -0.0207 0.7634 1.0000
8.250 0.3630 0.09388 0.08321 -0.0239 0.7546 1.0000
8.500 0.3698 0.09493 0.08433 -0.0239 0.7441 1.0000
8.750 0.3805 0.09685 0.08636 -0.0245 0.7361 1.0000
9.000 0.4036 0.09961 0.08920 -0.0266 0.7273 1.0000
9.250 0.4292 0.10228 0.09197 -0.0287 0.7160 1.0000
9.500 0.4332 0.10356 0.09334 -0.0285 0.7056 1.0000
9.750 0.4439 0.10573 0.09560 -0.0293 0.6970 1.0000
10.000 0.4630 0.10825 0.09826 -0.0308 0.6866 1.0000
10.250 0.4827 0.11069 0.10082 -0.0323 0.6748 1.0000
10.500 0.4988 0.11285 0.10309 -0.0333 0.6618 1.0000
10.750 0.5157 0.11507 0.10544 -0.0344 0.6486 1.0000
11.000 0.5316 0.11725 0.10775 -0.0354 0.6344 1.0000
11.250 0.5456 0.11927 0.10989 -0.0362 0.6193 1.0000
11.500 0.6369 0.11252 0.10348 -0.0355 0.5340 1.0000
11.750 0.6544 0.11421 0.10534 -0.0359 0.5188 1.0000
12.000 0.6716 0.11597 0.10726 -0.0364 0.5039 1.0000
12.250 0.6895 0.11767 0.10915 -0.0368 0.4888 1.0000
12.500 0.7694 0.11144 0.10340 -0.0356 0.4553 1.0000
12.750 0.9986 0.07078 0.06391 -0.0235 0.3952 1.0000
13.000 1.0181 0.06795 0.06113 -0.0202 0.3517 1.0000
13.250 1.0156 0.06925 0.06220 -0.0177 0.2951 1.0000
13.500 1.0066 0.07230 0.06487 -0.0159 0.2301 1.0000
13.750 0.9935 0.07639 0.06844 -0.0147 0.1614 1.0000
14.000 0.9763 0.08146 0.07299 -0.0142 0.1101 1.0000
14.250 0.9607 0.08674 0.07788 -0.0141 0.0851 1.0000
14.500 0.9522 0.09128 0.08229 -0.0141 0.0736 1.0000
14.750 0.9502 0.09499 0.08602 -0.0142 0.0678 1.0000
15.000 0.9482 0.09870 0.08971 -0.0144 0.0624 1.0000
15.250 0.9512 0.10164 0.09267 -0.0143 0.0591 1.0000
15.500 0.9610 0.10362 0.09478 -0.0137 0.0558 1.0000
15.750 0.9755 0.10490 0.09612 -0.0128 0.0528 1.0000
16.000 1.0054 0.10403 0.09524 -0.0108 0.0503 1.0000
16.250 1.0627 0.10137 0.09291 -0.0077 0.0485 1.0000
16.500 1.0827 0.10364 0.09555 -0.0072 0.0479 1.0000
16.750 1.0870 0.10749 0.09975 -0.0074 0.0475 1.0000
17.000 1.0843 0.11202 0.10461 -0.0081 0.0474 1.0000
17.250 1.0764 0.11719 0.11007 -0.0094 0.0475 1.0000
17.500 1.0649 0.12284 0.11599 -0.0112 0.0477 1.0000
17.750 1.0531 0.12875 0.12214 -0.0134 0.0481 1.0000
18.000 1.0376 0.13533 0.12892 -0.0163 0.0485 1.0000
18.250 1.0265 0.14171 0.13545 -0.0192 0.0491 1.0000
18.500 1.0114 0.14891 0.14278 -0.0230 0.0494 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to UNIVERSITY OF ALBERTA UA 79-SF-187 AIRFOIL (ua79sf18-il)