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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to OAF139 AIRFOIL (oaf139-il)