Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to OAF139 AIRFOIL (oaf139-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to OAF139 AIRFOIL (oaf139-il)