OAF139 AIRFOIL (oaf139-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: OAF139 AIRFOIL (oaf139-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 39.88 at α=8° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-oaf139-il-200000.txt Download as CSV file: xf-oaf139-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-17.750 -1.3347 0.12061 0.11627 0.0497 1.0000 0.0564
-17.500 -1.3756 0.10879 0.10414 0.0421 1.0000 0.0566
-17.250 -1.4055 0.09967 0.09476 0.0365 1.0000 0.0570
-17.000 -1.4316 0.09174 0.08656 0.0320 1.0000 0.0576
-16.750 -1.4557 0.08464 0.07918 0.0281 1.0000 0.0581
-16.500 -1.4760 0.07842 0.07271 0.0251 1.0000 0.0587
-16.250 -1.4616 0.07731 0.07174 0.0263 1.0000 0.0603
-16.000 -1.4623 0.07405 0.06843 0.0254 1.0000 0.0615
-15.750 -1.4690 0.06992 0.06418 0.0238 1.0000 0.0627
-15.500 -1.4786 0.06550 0.05957 0.0222 1.0000 0.0639
-15.250 -1.4885 0.06116 0.05500 0.0206 1.0000 0.0650
-15.000 -1.4990 0.05699 0.05056 0.0192 1.0000 0.0660
-14.750 -1.4914 0.05472 0.04832 0.0199 1.0000 0.0677
-14.500 -1.4853 0.05255 0.04616 0.0199 1.0000 0.0693
-14.250 -1.4839 0.04994 0.04345 0.0197 1.0000 0.0710
-14.000 -1.4849 0.04717 0.04049 0.0196 1.0000 0.0726
-13.750 -1.4875 0.04453 0.03761 0.0199 1.0000 0.0741
-13.500 -1.4794 0.04243 0.03550 0.0208 1.0000 0.0762
-13.250 -1.4711 0.04078 0.03386 0.0216 1.0000 0.0782
-13.000 -1.4661 0.03908 0.03207 0.0228 1.0000 0.0802
-12.750 -1.4634 0.03748 0.03030 0.0248 1.0000 0.0823
-12.500 -1.4562 0.03591 0.02854 0.0265 1.0000 0.0845
-12.250 -1.4421 0.03446 0.02718 0.0276 1.0000 0.0872
-12.000 -1.4285 0.03327 0.02594 0.0288 1.0000 0.0901
-11.750 -1.4140 0.03210 0.02460 0.0299 1.0000 0.0932
-11.500 -1.3978 0.03065 0.02315 0.0309 1.0000 0.0965
-11.250 -1.3802 0.02957 0.02208 0.0318 1.0000 0.1000
-11.000 -1.3613 0.02859 0.02096 0.0326 1.0000 0.1039
-10.750 -1.3426 0.02732 0.01971 0.0335 1.0000 0.1080
-10.500 -1.3223 0.02636 0.01875 0.0341 1.0000 0.1126
-10.250 -1.3005 0.02551 0.01775 0.0347 1.0000 0.1175
-10.000 -1.2801 0.02437 0.01672 0.0353 1.0000 0.1229
-9.750 -1.2568 0.02361 0.01584 0.0358 1.0000 0.1292
-9.500 -1.2349 0.02258 0.01492 0.0362 1.0000 0.1359
-9.250 -1.2106 0.02185 0.01411 0.0366 1.0000 0.1439
-9.000 -1.1870 0.02102 0.01336 0.0369 1.0000 0.1527
-8.750 -1.1625 0.02024 0.01263 0.0371 1.0000 0.1628
-8.500 -1.1371 0.01958 0.01196 0.0373 1.0000 0.1744
-8.250 -1.1110 0.01900 0.01136 0.0374 1.0000 0.1873
-8.000 -1.0848 0.01841 0.01080 0.0375 1.0000 0.2009
-7.750 -1.0585 0.01781 0.01027 0.0375 1.0000 0.2145
-7.500 -1.0317 0.01728 0.00980 0.0375 1.0000 0.2282
-7.250 -1.0044 0.01683 0.00938 0.0375 1.0000 0.2415
-7.000 -0.9765 0.01644 0.00901 0.0375 1.0000 0.2547
-6.750 -0.9482 0.01611 0.00866 0.0374 1.0000 0.2679
-6.500 -0.9198 0.01580 0.00836 0.0373 1.0000 0.2806
-6.250 -0.8915 0.01545 0.00808 0.0372 1.0000 0.2926
-6.000 -0.8628 0.01513 0.00778 0.0371 1.0000 0.3046
-5.750 -0.8337 0.01488 0.00749 0.0369 1.0000 0.3172
-5.500 -0.8047 0.01459 0.00728 0.0368 1.0000 0.3291
-5.250 -0.7756 0.01430 0.00705 0.0366 1.0000 0.3410
-5.000 -0.7461 0.01406 0.00682 0.0364 1.0000 0.3536
-4.750 -0.7164 0.01386 0.00664 0.0361 1.0000 0.3663
-4.500 -0.6869 0.01360 0.00649 0.0359 1.0000 0.3782
-4.250 -0.6570 0.01339 0.00633 0.0356 1.0000 0.3908
-4.000 -0.6267 0.01323 0.00617 0.0353 1.0000 0.4040
-3.750 -0.5966 0.01301 0.00608 0.0349 1.0000 0.4157
-3.500 -0.5659 0.01279 0.00595 0.0345 1.0000 0.4273
-3.250 -0.5343 0.01264 0.00582 0.0338 1.0000 0.4396
-3.000 -0.5074 0.01278 0.00600 0.0345 0.8766 0.4498
-2.750 -0.4870 0.01298 0.00600 0.0369 0.8023 0.4601
-2.500 -0.4616 0.01307 0.00593 0.0379 0.7526 0.4706
-2.250 -0.4344 0.01308 0.00582 0.0385 0.7143 0.4811
-2.000 -0.4060 0.01315 0.00572 0.0387 0.6830 0.4931
-1.750 -0.3775 0.01311 0.00565 0.0389 0.6556 0.5034
-1.500 -0.3483 0.01312 0.00555 0.0390 0.6313 0.5150
-1.250 -0.3189 0.01311 0.00549 0.0390 0.6089 0.5267
-1.000 -0.2896 0.01307 0.00544 0.0390 0.5895 0.5382
-0.750 -0.2598 0.01309 0.00539 0.0389 0.5721 0.5507
-0.500 -0.2304 0.01307 0.00537 0.0389 0.5557 0.5627
0.000 -0.1711 0.01304 0.00532 0.0387 0.5244 0.5887
0.250 -0.1414 0.01304 0.00534 0.0387 0.5097 0.6030
0.500 -0.1120 0.01303 0.00538 0.0387 0.4956 0.6177
0.750 -0.0827 0.01304 0.00539 0.0387 0.4820 0.6329
1.000 -0.0531 0.01301 0.00540 0.0387 0.4675 0.6484
1.250 -0.0234 0.01300 0.00544 0.0386 0.4528 0.6645
1.500 0.0061 0.01300 0.00546 0.0386 0.4385 0.6812
1.750 0.0352 0.01300 0.00549 0.0387 0.4246 0.6984
2.000 0.0642 0.01299 0.00553 0.0388 0.4102 0.7171
2.250 0.0932 0.01296 0.00559 0.0390 0.3954 0.7370
2.500 0.1218 0.01296 0.00567 0.0392 0.3810 0.7577
2.750 0.1496 0.01297 0.00575 0.0397 0.3673 0.7800
3.000 0.1768 0.01300 0.00581 0.0403 0.3538 0.8051
3.250 0.2036 0.01297 0.00590 0.0410 0.3394 0.8330
3.500 0.2284 0.01296 0.00599 0.0423 0.3259 0.8634
3.750 0.2516 0.01295 0.00603 0.0439 0.3134 0.8987
4.000 0.2775 0.01293 0.00600 0.0450 0.3005 0.9410
4.250 0.3174 0.01296 0.00603 0.0428 0.2846 0.9897
4.500 0.3505 0.01313 0.00617 0.0415 0.2700 1.0000
4.750 0.3818 0.01339 0.00637 0.0407 0.2559 1.0000
5.000 0.4126 0.01369 0.00660 0.0400 0.2422 1.0000
5.250 0.4431 0.01404 0.00685 0.0394 0.2290 1.0000
5.500 0.4733 0.01444 0.00712 0.0388 0.2160 1.0000
5.750 0.5038 0.01474 0.00745 0.0383 0.2033 1.0000
6.000 0.5338 0.01515 0.00784 0.0378 0.1914 1.0000
6.250 0.5636 0.01563 0.00824 0.0373 0.1807 1.0000
6.500 0.5933 0.01603 0.00860 0.0369 0.1703 1.0000
6.750 0.6231 0.01646 0.00907 0.0365 0.1604 1.0000
7.000 0.6522 0.01701 0.00954 0.0360 0.1517 1.0000
7.250 0.6817 0.01742 0.00998 0.0356 0.1429 1.0000
7.500 0.7106 0.01803 0.01059 0.0353 0.1348 1.0000
7.750 0.7391 0.01863 0.01112 0.0349 0.1272 1.0000
8.000 0.7677 0.01925 0.01183 0.0345 0.1198 1.0000
8.250 0.7951 0.02011 0.01255 0.0342 0.1132 1.0000
8.500 0.8237 0.02066 0.01326 0.0339 0.1068 1.0000
8.750 0.8504 0.02160 0.01408 0.0336 0.1011 1.0000
9.000 0.8782 0.02225 0.01489 0.0333 0.0955 1.0000
9.250 0.9040 0.02328 0.01579 0.0331 0.0908 1.0000
9.500 0.9310 0.02405 0.01678 0.0328 0.0861 1.0000
9.750 0.9568 0.02488 0.01755 0.0327 0.0822 1.0000
10.000 0.9816 0.02608 0.01888 0.0325 0.0784 1.0000
10.250 1.0067 0.02699 0.01987 0.0323 0.0749 1.0000
10.500 1.0303 0.02827 0.02101 0.0323 0.0721 1.0000
10.750 1.0531 0.02955 0.02258 0.0321 0.0693 1.0000
11.000 1.0758 0.03065 0.02377 0.0320 0.0666 1.0000
11.250 1.0983 0.03184 0.02485 0.0321 0.0644 1.0000
11.500 1.1169 0.03367 0.02692 0.0320 0.0624 1.0000
11.750 1.1344 0.03538 0.02886 0.0319 0.0605 1.0000
12.000 1.1524 0.03682 0.03039 0.0319 0.0587 1.0000
12.250 1.1718 0.03819 0.03167 0.0321 0.0572 1.0000
12.500 1.1819 0.04067 0.03437 0.0320 0.0559 1.0000
12.750 1.1854 0.04336 0.03739 0.0315 0.0547 1.0000
13.000 1.1847 0.04621 0.04048 0.0309 0.0538 1.0000
13.250 1.1776 0.04964 0.04410 0.0293 0.0531 1.0000
13.500 1.1692 0.05390 0.04855 0.0263 0.0526 1.0000
13.750 1.1589 0.05879 0.05362 0.0227 0.0521 1.0000
14.000 1.1440 0.06459 0.05961 0.0183 0.0517 1.0000
14.250 1.1119 0.07342 0.06871 0.0114 0.0517 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to OAF139 AIRFOIL (oaf139-il)