OAF095 AIRFOIL (oaf095-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: OAF095 AIRFOIL (oaf095-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 43.89 at α=6.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-oaf095-il-50000.txt Download as CSV file: xf-oaf095-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: OAF095 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.4173 0.12422 0.11687 -0.0171 1.0000 0.2121
-9.500 -0.3912 0.11805 0.11064 -0.0158 1.0000 0.2219
-9.250 -0.4090 0.11872 0.11144 -0.0189 1.0000 0.2269
-9.000 -0.3794 0.11164 0.10429 -0.0173 1.0000 0.2342
-8.750 -0.3881 0.11084 0.10359 -0.0193 1.0000 0.2416
-8.500 -0.3713 0.10576 0.09850 -0.0190 1.0000 0.2471
-8.250 -0.3746 0.10431 0.09714 -0.0200 1.0000 0.2567
-8.000 -0.3588 0.09982 0.09263 -0.0195 1.0000 0.2649
-7.750 -0.3747 0.09970 0.09268 -0.0205 1.0000 0.2731
-7.500 -0.3517 0.09433 0.08726 -0.0197 1.0000 0.2807
-7.250 -0.3715 0.09440 0.08751 -0.0193 1.0000 0.2886
-7.000 -0.3510 0.08953 0.08261 -0.0182 1.0000 0.2968
-6.750 -0.3750 0.08984 0.08313 -0.0173 1.0000 0.3045
-6.500 -0.3595 0.08574 0.07903 -0.0147 1.0000 0.3157
-6.250 -0.3759 0.08470 0.07815 -0.0139 1.0000 0.3226
-6.000 -0.3708 0.08203 0.07551 -0.0113 1.0000 0.3331
-5.750 -0.3790 0.08005 0.07363 -0.0105 1.0000 0.3395
-5.500 -0.3602 0.05891 0.05201 -0.0553 1.0000 0.1959
-5.250 -0.3570 0.05967 0.05292 -0.0473 1.0000 0.2063
-5.000 -0.3228 0.05152 0.04445 -0.0596 1.0000 0.2036
-4.750 -0.2581 0.04042 0.03236 -0.0800 1.0000 0.2122
-4.500 -0.2376 0.03910 0.03104 -0.0794 1.0000 0.2228
-4.250 -0.1963 0.03545 0.02682 -0.0858 1.0000 0.2429
-4.000 -0.1704 0.03413 0.02540 -0.0865 1.0000 0.2595
-3.750 -0.1462 0.03325 0.02446 -0.0866 1.0000 0.2773
-3.500 -0.1211 0.03244 0.02358 -0.0869 1.0000 0.2971
-3.250 -0.0875 0.03113 0.02194 -0.0895 1.0000 0.3216
-3.000 -0.0644 0.03071 0.02155 -0.0891 1.0000 0.3409
-2.750 -0.0377 0.03015 0.02090 -0.0897 1.0000 0.3626
-2.500 -0.0085 0.02952 0.02011 -0.0911 1.0000 0.3864
-2.250 0.0153 0.02922 0.01982 -0.0910 1.0000 0.4074
-2.000 0.0445 0.02883 0.01927 -0.0924 1.0000 0.4327
-1.750 0.0677 0.02867 0.01916 -0.0922 1.0000 0.4543
-1.500 0.0953 0.02848 0.01888 -0.0933 1.0000 0.4803
-1.250 0.1192 0.02840 0.01884 -0.0935 1.0000 0.5041
-1.000 0.1448 0.02837 0.01880 -0.0941 1.0000 0.5309
-0.750 0.1710 0.02839 0.01881 -0.0949 1.0000 0.5591
-0.500 0.1963 0.02850 0.01892 -0.0955 1.0000 0.5891
-0.250 0.2211 0.02866 0.01910 -0.0960 1.0000 0.6200
0.000 0.2448 0.02884 0.01936 -0.0963 1.0000 0.6534
0.250 0.2682 0.02905 0.01968 -0.0965 1.0000 0.6915
0.500 0.2908 0.02925 0.02006 -0.0965 1.0000 0.7378
0.750 0.3101 0.02930 0.02040 -0.0957 1.0000 0.8021
1.000 0.3092 0.02913 0.02057 -0.0922 0.9982 1.0000
1.250 0.3748 0.03044 0.02144 -0.1027 0.9873 1.0000
1.500 0.4238 0.03164 0.02239 -0.1087 0.9759 1.0000
1.750 0.4670 0.03280 0.02341 -0.1131 0.9640 1.0000
2.000 0.5087 0.03396 0.02449 -0.1171 0.9520 1.0000
2.250 0.5520 0.03511 0.02561 -0.1211 0.9399 1.0000
2.500 0.5912 0.03621 0.02671 -0.1243 0.9269 1.0000
2.750 0.6237 0.03730 0.02782 -0.1262 0.9128 1.0000
3.000 0.6571 0.03836 0.02896 -0.1281 0.8981 1.0000
3.250 0.6917 0.03936 0.03003 -0.1300 0.8827 1.0000
3.500 0.7287 0.04024 0.03102 -0.1319 0.8663 1.0000
3.750 0.7701 0.04088 0.03182 -0.1340 0.8490 1.0000
4.000 0.8022 0.04154 0.03261 -0.1345 0.8295 1.0000
4.250 0.8356 0.04196 0.03320 -0.1348 0.8082 1.0000
4.500 0.8898 0.04121 0.03273 -0.1365 0.7871 1.0000
4.750 0.9255 0.04078 0.03252 -0.1356 0.7621 1.0000
5.000 0.9853 0.03782 0.02989 -0.1345 0.7378 1.0000
5.250 1.0327 0.03461 0.02695 -0.1310 0.7096 1.0000
5.500 1.0747 0.03123 0.02381 -0.1265 0.6774 1.0000
5.750 1.1026 0.02900 0.02175 -0.1214 0.6354 1.0000
6.000 1.1270 0.02684 0.01963 -0.1157 0.5754 1.0000
6.250 1.1389 0.02595 0.01819 -0.1087 0.4553 1.0000
6.500 1.1390 0.02837 0.01912 -0.1029 0.3165 1.0000
6.750 1.1511 0.03127 0.02111 -0.1002 0.2487 1.0000
7.000 1.1732 0.03372 0.02323 -0.0987 0.2088 1.0000
7.250 1.2011 0.03616 0.02544 -0.0979 0.1835 1.0000
7.500 1.2286 0.03859 0.02784 -0.0973 0.1655 1.0000
7.750 1.2560 0.04129 0.03062 -0.0967 0.1530 1.0000
8.000 1.2820 0.04416 0.03347 -0.0962 0.1429 1.0000
8.250 1.3028 0.04722 0.03704 -0.0948 0.1366 1.0000
8.500 1.3274 0.05066 0.04038 -0.0945 0.1297 1.0000
8.750 1.3380 0.05409 0.04455 -0.0921 0.1262 1.0000
9.000 1.3480 0.05818 0.04922 -0.0901 0.1244 1.0000
9.250 1.3536 0.06241 0.05395 -0.0879 0.1229 1.0000
9.500 1.3556 0.06667 0.05864 -0.0857 0.1212 1.0000
9.750 1.3549 0.07100 0.06333 -0.0835 0.1197 1.0000
10.000 1.3440 0.07588 0.06863 -0.0811 0.1197 1.0000
10.250 1.3192 0.08134 0.07453 -0.0784 0.1214 1.0000
10.500 1.2856 0.08674 0.08024 -0.0759 0.1236 1.0000
10.750 1.2534 0.09259 0.08628 -0.0750 0.1256 1.0000
11.000 1.2262 0.09917 0.09300 -0.0757 0.1274 1.0000
11.250 1.2077 0.10606 0.09997 -0.0772 0.1289 1.0000
11.500 1.1213 0.12616 0.12020 -0.0922 0.1455 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to OAF095 AIRFOIL (oaf095-il)