OAF139 AIRFOIL (oaf139-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: OAF139 AIRFOIL (oaf139-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 20.87 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-oaf139-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-oaf139-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.750 -1.1276 0.08603 0.07792 0.0333 1.0000 0.1274
-12.500 -1.1888 0.07260 0.06410 0.0254 1.0000 0.1283
-12.250 -1.2235 0.06471 0.05586 0.0218 1.0000 0.1300
-12.000 -1.2030 0.06415 0.05544 0.0230 1.0000 0.1339
-11.750 -1.2102 0.06029 0.05142 0.0224 1.0000 0.1371
-11.500 -1.2238 0.05608 0.04695 0.0222 1.0000 0.1403
-11.250 -1.2324 0.05274 0.04335 0.0232 1.0000 0.1440
-11.000 -1.2191 0.05136 0.04204 0.0241 1.0000 0.1485
-10.750 -1.2153 0.04887 0.03934 0.0250 1.0000 0.1538
-10.500 -1.2067 0.04673 0.03706 0.0258 1.0000 0.1594
-10.250 -1.1934 0.04517 0.03546 0.0266 1.0000 0.1657
-10.000 -1.1826 0.04306 0.03312 0.0274 1.0000 0.1728
-9.750 -1.1657 0.04178 0.03187 0.0282 1.0000 0.1802
-9.500 -1.1507 0.04008 0.03000 0.0288 1.0000 0.1889
-9.250 -1.1329 0.03875 0.02861 0.0295 1.0000 0.1980
-9.000 -1.1140 0.03751 0.02736 0.0301 1.0000 0.2076
-8.750 -1.0954 0.03610 0.02580 0.0306 1.0000 0.2188
-8.500 -1.0742 0.03517 0.02488 0.0312 1.0000 0.2296
-8.250 -1.0524 0.03425 0.02396 0.0317 1.0000 0.2409
-8.000 -1.0305 0.03328 0.02290 0.0321 1.0000 0.2534
-7.750 -1.0080 0.03232 0.02182 0.0324 1.0000 0.2668
-7.500 -0.9841 0.03165 0.02114 0.0328 1.0000 0.2793
-7.250 -0.9596 0.03101 0.02051 0.0332 1.0000 0.2917
-7.000 -0.9350 0.03032 0.01977 0.0335 1.0000 0.3049
-6.750 -0.9100 0.02961 0.01898 0.0337 1.0000 0.3185
-6.500 -0.8844 0.02900 0.01830 0.0339 1.0000 0.3323
-6.250 -0.8580 0.02857 0.01793 0.0342 1.0000 0.3444
-6.000 -0.8316 0.02804 0.01738 0.0344 1.0000 0.3573
-5.750 -0.8050 0.02746 0.01675 0.0345 1.0000 0.3709
-5.500 -0.7780 0.02692 0.01614 0.0345 1.0000 0.3845
-5.250 -0.7505 0.02652 0.01583 0.0348 1.0000 0.3959
-5.000 -0.7228 0.02601 0.01530 0.0348 1.0000 0.4085
-4.750 -0.6949 0.02544 0.01466 0.0346 1.0000 0.4220
-4.500 -0.6668 0.02506 0.01436 0.0348 1.0000 0.4330
-4.250 -0.6383 0.02459 0.01392 0.0347 1.0000 0.4451
-4.000 -0.6095 0.02407 0.01336 0.0343 1.0000 0.4582
-3.750 -0.5807 0.02370 0.01309 0.0343 1.0000 0.4696
-3.500 -0.5515 0.02328 0.01272 0.0340 1.0000 0.4815
-3.250 -0.5217 0.02283 0.01229 0.0335 1.0000 0.4949
-3.000 -0.4920 0.02248 0.01207 0.0332 1.0000 0.5066
-2.750 -0.4615 0.02210 0.01181 0.0326 1.0000 0.5189
-2.500 -0.4299 0.02172 0.01152 0.0315 1.0000 0.5326
-2.250 -0.3953 0.02153 0.01145 0.0300 0.9334 0.5464
-2.000 -0.3665 0.02169 0.01155 0.0305 0.8455 0.5591
-1.750 -0.3440 0.02178 0.01153 0.0323 0.7958 0.5723
-1.500 -0.3206 0.02182 0.01142 0.0337 0.7582 0.5867
-1.250 -0.2971 0.02187 0.01141 0.0354 0.7274 0.5990
-1.000 -0.2716 0.02187 0.01135 0.0364 0.6995 0.6126
-0.750 -0.2456 0.02185 0.01125 0.0373 0.6750 0.6269
-0.500 -0.2194 0.02186 0.01118 0.0381 0.6529 0.6415
-0.250 -0.1930 0.02185 0.01117 0.0390 0.6315 0.6554
0.000 -0.1660 0.02184 0.01115 0.0396 0.6113 0.6701
0.250 -0.1390 0.02184 0.01114 0.0402 0.5918 0.6859
0.500 -0.1120 0.02185 0.01115 0.0409 0.5733 0.7025
0.750 -0.0852 0.02186 0.01118 0.0416 0.5555 0.7200
1.000 -0.0587 0.02189 0.01122 0.0424 0.5387 0.7383
1.250 -0.0323 0.02191 0.01131 0.0433 0.5223 0.7574
1.500 -0.0058 0.02195 0.01142 0.0441 0.5058 0.7775
1.750 0.0206 0.02199 0.01156 0.0450 0.4900 0.7990
2.000 0.0469 0.02204 0.01169 0.0459 0.4747 0.8223
2.250 0.0738 0.02210 0.01179 0.0467 0.4598 0.8482
2.500 0.1024 0.02215 0.01188 0.0472 0.4453 0.8751
2.750 0.1349 0.02225 0.01203 0.0468 0.4287 0.9051
3.000 0.1736 0.02240 0.01223 0.0449 0.4110 0.9356
3.250 0.2168 0.02260 0.01244 0.0420 0.3925 0.9672
3.500 0.2594 0.02281 0.01264 0.0388 0.3743 1.0000
3.750 0.2838 0.02309 0.01287 0.0387 0.3594 1.0000
4.000 0.3104 0.02343 0.01315 0.0384 0.3447 1.0000
4.250 0.3377 0.02380 0.01344 0.0382 0.3307 1.0000
4.500 0.3652 0.02415 0.01369 0.0380 0.3172 1.0000
4.750 0.3935 0.02462 0.01415 0.0376 0.3027 1.0000
5.000 0.4219 0.02516 0.01472 0.0372 0.2881 1.0000
5.250 0.4502 0.02575 0.01531 0.0368 0.2744 1.0000
5.500 0.4781 0.02631 0.01584 0.0366 0.2617 1.0000
5.750 0.5056 0.02686 0.01631 0.0365 0.2498 1.0000
6.000 0.5337 0.02766 0.01722 0.0360 0.2365 1.0000
6.250 0.5613 0.02851 0.01812 0.0356 0.2245 1.0000
6.500 0.5883 0.02920 0.01873 0.0355 0.2143 1.0000
6.750 0.6153 0.03017 0.01982 0.0350 0.2030 1.0000
7.000 0.6419 0.03130 0.02106 0.0346 0.1925 1.0000
7.250 0.6679 0.03201 0.02165 0.0346 0.1841 1.0000
7.500 0.6935 0.03354 0.02347 0.0338 0.1737 1.0000
7.750 0.7185 0.03464 0.02459 0.0336 0.1656 1.0000
8.000 0.7427 0.03606 0.02619 0.0331 0.1570 1.0000
8.250 0.7658 0.03761 0.02786 0.0326 0.1495 1.0000
8.500 0.7885 0.03908 0.02945 0.0323 0.1424 1.0000
8.750 0.8092 0.04097 0.03149 0.0317 0.1359 1.0000
9.000 0.8283 0.04300 0.03373 0.0311 0.1296 1.0000
9.250 0.8486 0.04451 0.03523 0.0310 0.1247 1.0000
9.500 0.8572 0.04838 0.03957 0.0291 0.1191 1.0000
9.750 0.8755 0.04986 0.04103 0.0291 0.1149 1.0000
10.000 0.8783 0.05395 0.04542 0.0272 0.1112 1.0000
10.250 0.8487 0.06262 0.05458 0.0207 0.1089 1.0000
10.500 0.7198 0.09181 0.08402 -0.0038 0.1092 1.0000
10.750 0.6947 0.10181 0.09399 -0.0099 0.1062 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to OAF139 AIRFOIL (oaf139-il)