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=200,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: OAF139 AIRFOIL (oaf139-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 43.49 at α=9°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-oaf139-il-200000-n5.txt
Download as CSV file: xf-oaf139-il-200000-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 =     0.200 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -17.750  -1.3541   0.11937   0.11435   0.0566   1.0000   0.0434
 -17.500  -1.3640   0.11358   0.10842   0.0537   1.0000   0.0442
 -17.250  -1.3737   0.10789   0.10257   0.0510   1.0000   0.0451
 -17.000  -1.3818   0.10271   0.09728   0.0487   1.0000   0.0459
 -16.750  -1.3889   0.09781   0.09233   0.0465   1.0000   0.0467
 -16.500  -1.3968   0.09276   0.08720   0.0443   1.0000   0.0475
 -16.250  -1.4048   0.08780   0.08213   0.0422   1.0000   0.0484
 -16.000  -1.4125   0.08299   0.07721   0.0403   1.0000   0.0494
 -15.750  -1.4201   0.07835   0.07243   0.0386   1.0000   0.0504
 -15.500  -1.4269   0.07393   0.06786   0.0371   1.0000   0.0514
 -15.250  -1.4341   0.06957   0.06342   0.0356   1.0000   0.0523
 -15.000  -1.4410   0.06528   0.05905   0.0341   1.0000   0.0532
 -14.750  -1.4463   0.06119   0.05488   0.0328   1.0000   0.0542
 -14.500  -1.4500   0.05733   0.05090   0.0315   1.0000   0.0553
 -14.250  -1.4519   0.05375   0.04720   0.0304   1.0000   0.0567
 -14.000  -1.4518   0.05045   0.04374   0.0295   1.0000   0.0580
 -13.750  -1.4526   0.04712   0.04032   0.0286   1.0000   0.0592
 -13.500  -1.4530   0.04390   0.03704   0.0277   1.0000   0.0604
 -13.250  -1.4509   0.04108   0.03413   0.0271   1.0000   0.0619
 -13.000  -1.4469   0.03863   0.03155   0.0268   1.0000   0.0636
 -12.750  -1.4413   0.03652   0.02929   0.0270   1.0000   0.0654
 -12.500  -1.4376   0.03448   0.02716   0.0277   1.0000   0.0669
 -12.250  -1.4353   0.03271   0.02534   0.0292   1.0000   0.0685
 -12.000  -1.4266   0.03136   0.02391   0.0306   1.0000   0.0706
 -11.750  -1.4133   0.03021   0.02265   0.0317   1.0000   0.0731
 -11.500  -1.3986   0.02907   0.02142   0.0327   1.0000   0.0755
 -11.250  -1.3832   0.02792   0.02025   0.0337   1.0000   0.0781
 -11.000  -1.3647   0.02697   0.01923   0.0344   1.0000   0.0813
 -10.750  -1.3448   0.02610   0.01826   0.0351   1.0000   0.0844
 -10.500  -1.3254   0.02510   0.01726   0.0357   1.0000   0.0878
 -10.250  -1.3038   0.02429   0.01639   0.0362   1.0000   0.0919
 -10.000  -1.2817   0.02349   0.01554   0.0366   1.0000   0.0959
  -9.750  -1.2592   0.02267   0.01471   0.0370   1.0000   0.1006
  -9.500  -1.2352   0.02200   0.01398   0.0373   1.0000   0.1058
  -9.250  -1.2116   0.02122   0.01322   0.0376   1.0000   0.1117
  -9.000  -1.1868   0.02057   0.01254   0.0378   1.0000   0.1184
  -8.750  -1.1618   0.01989   0.01188   0.0379   1.0000   0.1262
  -8.500  -1.1363   0.01927   0.01127   0.0380   1.0000   0.1347
  -8.250  -1.1101   0.01870   0.01070   0.0381   1.0000   0.1446
  -8.000  -1.0836   0.01816   0.01018   0.0381   1.0000   0.1556
  -7.750  -1.0569   0.01763   0.00970   0.0381   1.0000   0.1668
  -7.500  -1.0297   0.01716   0.00924   0.0380   1.0000   0.1782
  -7.250  -1.0020   0.01673   0.00882   0.0380   1.0000   0.1894
  -7.000  -0.9741   0.01632   0.00842   0.0379   1.0000   0.2009
  -6.750  -0.9463   0.01589   0.00803   0.0378   1.0000   0.2118
  -6.500  -0.9180   0.01551   0.00767   0.0376   1.0000   0.2227
  -6.250  -0.8895   0.01516   0.00734   0.0375   1.0000   0.2342
  -6.000  -0.8609   0.01481   0.00704   0.0373   1.0000   0.2459
  -5.750  -0.8320   0.01448   0.00677   0.0371   1.0000   0.2576
  -5.500  -0.8029   0.01420   0.00651   0.0369   1.0000   0.2693
  -5.250  -0.7736   0.01393   0.00626   0.0367   1.0000   0.2818
  -5.000  -0.7443   0.01364   0.00604   0.0364   1.0000   0.2934
  -4.750  -0.7147   0.01339   0.00583   0.0361   1.0000   0.3051
  -4.500  -0.6849   0.01316   0.00564   0.0358   1.0000   0.3174
  -4.250  -0.6557   0.01310   0.00561   0.0358   0.9008   0.3300
  -4.000  -0.6339   0.01321   0.00558   0.0377   0.8168   0.3408
  -3.750  -0.6086   0.01323   0.00546   0.0386   0.7623   0.3522
  -3.500  -0.5816   0.01320   0.00532   0.0392   0.7191   0.3631
  -3.250  -0.5535   0.01317   0.00517   0.0394   0.6838   0.3731
  -3.000  -0.5248   0.01314   0.00503   0.0395   0.6540   0.3838
  -2.750  -0.4959   0.01307   0.00491   0.0395   0.6281   0.3936
  -2.250  -0.4373   0.01298   0.00468   0.0395   0.5843   0.4135
  -2.000  -0.4077   0.01294   0.00457   0.0393   0.5653   0.4237
  -1.750  -0.3782   0.01289   0.00449   0.0392   0.5468   0.4337
  -1.500  -0.3485   0.01286   0.00441   0.0391   0.5286   0.4434
  -1.250  -0.3187   0.01283   0.00433   0.0390   0.5114   0.4542
  -1.000  -0.2890   0.01279   0.00428   0.0388   0.4965   0.4642
  -0.750  -0.2591   0.01278   0.00422   0.0387   0.4833   0.4748
  -0.500  -0.2293   0.01273   0.00420   0.0385   0.4699   0.4852
  -0.250  -0.1993   0.01272   0.00417   0.0383   0.4570   0.4963
   0.000  -0.1695   0.01270   0.00416   0.0382   0.4448   0.5077
   0.250  -0.1396   0.01267   0.00417   0.0380   0.4328   0.5203
   0.500  -0.1097   0.01267   0.00418   0.0379   0.4211   0.5339
   1.000  -0.0500   0.01266   0.00422   0.0376   0.3961   0.5598
   1.250  -0.0200   0.01267   0.00425   0.0374   0.3837   0.5719
   1.500   0.0099   0.01269   0.00427   0.0372   0.3706   0.5846
   1.750   0.0397   0.01270   0.00432   0.0371   0.3567   0.5980
   2.000   0.0695   0.01271   0.00438   0.0370   0.3432   0.6121
   2.250   0.0994   0.01275   0.00445   0.0368   0.3301   0.6266
   2.500   0.1291   0.01281   0.00452   0.0367   0.3169   0.6416
   2.750   0.1587   0.01284   0.00462   0.0366   0.3035   0.6579
   3.000   0.1883   0.01289   0.00474   0.0365   0.2903   0.6757
   3.250   0.2176   0.01296   0.00486   0.0364   0.2777   0.6948
   3.500   0.2468   0.01304   0.00499   0.0364   0.2649   0.7156
   4.000   0.3040   0.01320   0.00532   0.0367   0.2402   0.7623
   4.250   0.3318   0.01330   0.00549   0.0370   0.2288   0.7883
   4.500   0.3593   0.01343   0.00568   0.0374   0.2173   0.8157
   4.750   0.3860   0.01353   0.00587   0.0381   0.2064   0.8452
   5.000   0.4122   0.01365   0.00605   0.0388   0.1961   0.8777
   5.250   0.4390   0.01378   0.00622   0.0394   0.1856   0.9149
   5.500   0.4708   0.01390   0.00640   0.0389   0.1746   0.9632
   5.750   0.5035   0.01416   0.00664   0.0378   0.1640   1.0000
   6.250   0.5636   0.01484   0.00725   0.0368   0.1444   1.0000
   6.500   0.5935   0.01523   0.00761   0.0363   0.1359   1.0000
   6.750   0.6231   0.01564   0.00798   0.0358   0.1275   1.0000
   7.000   0.6527   0.01604   0.00840   0.0354   0.1202   1.0000
   7.250   0.6819   0.01654   0.00884   0.0349   0.1132   1.0000
   7.500   0.7112   0.01695   0.00931   0.0346   0.1067   1.0000
   7.750   0.7401   0.01748   0.00981   0.0341   0.1007   1.0000
   8.000   0.7689   0.01795   0.01033   0.0337   0.0949   1.0000
   8.250   0.7974   0.01853   0.01089   0.0333   0.0897   1.0000
   8.500   0.8258   0.01905   0.01148   0.0329   0.0844   1.0000
   8.750   0.8537   0.01969   0.01211   0.0325   0.0799   1.0000
   9.000   0.8815   0.02027   0.01276   0.0322   0.0752   1.0000
   9.250   0.9087   0.02099   0.01348   0.0318   0.0714   1.0000
   9.500   0.9358   0.02165   0.01422   0.0315   0.0674   1.0000
   9.750   0.9621   0.02245   0.01503   0.0311   0.0641   1.0000
  10.000   0.9883   0.02322   0.01590   0.0308   0.0609   1.0000
  10.250   1.0137   0.02406   0.01679   0.0304   0.0580   1.0000
  10.500   1.0382   0.02502   0.01779   0.0301   0.0555   1.0000
  10.750   1.0624   0.02597   0.01885   0.0298   0.0530   1.0000
  11.000   1.0854   0.02703   0.01996   0.0295   0.0510   1.0000
  11.250   1.1070   0.02823   0.02123   0.0291   0.0492   1.0000
  11.500   1.1281   0.02943   0.02256   0.0288   0.0472   1.0000
  11.750   1.1475   0.03076   0.02397   0.0284   0.0456   1.0000
  12.000   1.1639   0.03236   0.02561   0.0279   0.0444   1.0000
  12.250   1.1789   0.03408   0.02749   0.0274   0.0431   1.0000
  12.500   1.1906   0.03611   0.02966   0.0265   0.0419   1.0000
  12.750   1.1953   0.03896   0.03266   0.0242   0.0410   1.0000
  13.000   1.1949   0.04265   0.03648   0.0212   0.0404   1.0000
  13.250   1.1937   0.04667   0.04060   0.0180   0.0397   1.0000
  13.500   1.1905   0.05091   0.04491   0.0150   0.0392   1.0000
  13.750   1.1852   0.05539   0.04950   0.0122   0.0387   1.0000
  14.000   1.1774   0.06027   0.05454   0.0092   0.0381   1.0000
  14.250   1.1677   0.06541   0.05983   0.0061   0.0376   1.0000
  14.500   1.1562   0.07083   0.06539   0.0029   0.0371   1.0000
  14.750   1.1437   0.07646   0.07114  -0.0003   0.0367   1.0000
  15.000   1.1301   0.08231   0.07711  -0.0036   0.0363   1.0000
  15.250   1.1157   0.08842   0.08334  -0.0070   0.0359   1.0000
<< Back to OAF139 AIRFOIL (oaf139-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to OAF139 AIRFOIL (oaf139-il)