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=500,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: OAF139 AIRFOIL (oaf139-il)
Reynolds number: 500,000
Max Cl/Cd: 58.85 at α=9.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-oaf139-il-500000.txt
Download as CSV file: xf-oaf139-il-500000.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 =     0.500 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -17.250  -1.5239   0.08641   0.08181   0.0449   1.0000   0.0393
 -17.000  -1.5319   0.08155   0.07682   0.0430   1.0000   0.0399
 -16.750  -1.5439   0.07643   0.07162   0.0413   1.0000   0.0406
 -16.500  -1.5582   0.07117   0.06629   0.0396   1.0000   0.0412
 -16.250  -1.5697   0.06625   0.06130   0.0380   1.0000   0.0418
 -16.000  -1.5788   0.06168   0.05664   0.0365   1.0000   0.0425
 -15.750  -1.5855   0.05740   0.05226   0.0352   1.0000   0.0434
 -15.500  -1.5899   0.05346   0.04821   0.0339   1.0000   0.0443
 -15.250  -1.5916   0.04984   0.04446   0.0328   1.0000   0.0452
 -15.000  -1.5957   0.04598   0.04049   0.0317   1.0000   0.0460
 -14.750  -1.6021   0.04187   0.03631   0.0304   1.0000   0.0470
 -14.500  -1.6019   0.03863   0.03300   0.0295   1.0000   0.0480
 -14.250  -1.5977   0.03602   0.03030   0.0289   1.0000   0.0493
 -14.000  -1.5915   0.03379   0.02797   0.0287   1.0000   0.0506
 -13.750  -1.5825   0.03206   0.02610   0.0289   1.0000   0.0517
 -13.500  -1.5868   0.02954   0.02353   0.0302   1.0000   0.0530
 -13.250  -1.5834   0.02806   0.02200   0.0322   1.0000   0.0544
 -13.000  -1.5704   0.02704   0.02092   0.0335   1.0000   0.0561
 -12.750  -1.5539   0.02621   0.02000   0.0345   1.0000   0.0579
 -12.500  -1.5396   0.02509   0.01882   0.0357   1.0000   0.0598
 -12.250  -1.5226   0.02410   0.01782   0.0366   1.0000   0.0619
 -12.000  -1.5019   0.02340   0.01707   0.0373   1.0000   0.0642
 -11.750  -1.4792   0.02285   0.01643   0.0378   1.0000   0.0662
 -11.500  -1.4609   0.02176   0.01535   0.0386   1.0000   0.0691
 -11.250  -1.4382   0.02111   0.01468   0.0391   1.0000   0.0718
 -11.000  -1.4138   0.02061   0.01410   0.0394   1.0000   0.0744
 -10.750  -1.3920   0.01972   0.01323   0.0399   1.0000   0.0777
 -10.500  -1.3677   0.01913   0.01262   0.0402   1.0000   0.0811
 -10.250  -1.3420   0.01869   0.01210   0.0405   1.0000   0.0842
 -10.000  -1.3182   0.01789   0.01135   0.0407   1.0000   0.0886
  -9.750  -1.2923   0.01741   0.01084   0.0409   1.0000   0.0929
  -9.500  -1.2668   0.01679   0.01022   0.0411   1.0000   0.0978
  -9.250  -1.2405   0.01627   0.00971   0.0412   1.0000   0.1033
  -9.000  -1.2142   0.01571   0.00917   0.0413   1.0000   0.1096
  -8.750  -1.1872   0.01525   0.00871   0.0413   1.0000   0.1168
  -8.500  -1.1604   0.01468   0.00821   0.0413   1.0000   0.1262
  -8.250  -1.1331   0.01418   0.00776   0.0413   1.0000   0.1368
  -8.000  -1.1056   0.01371   0.00735   0.0412   1.0000   0.1492
  -7.750  -1.0776   0.01328   0.00699   0.0411   1.0000   0.1625
  -7.500  -1.0494   0.01291   0.00667   0.0410   1.0000   0.1755
  -7.250  -1.0208   0.01259   0.00638   0.0408   1.0000   0.1878
  -7.000  -0.9922   0.01226   0.00610   0.0407   1.0000   0.1996
  -6.750  -0.9634   0.01192   0.00581   0.0405   1.0000   0.2106
  -6.500  -0.9344   0.01164   0.00556   0.0404   1.0000   0.2212
  -6.250  -0.9052   0.01137   0.00532   0.0402   1.0000   0.2323
  -6.000  -0.8761   0.01107   0.00510   0.0400   1.0000   0.2438
  -5.750  -0.8466   0.01082   0.00489   0.0398   1.0000   0.2550
  -5.500  -0.8170   0.01062   0.00472   0.0395   1.0000   0.2666
  -5.250  -0.7874   0.01037   0.00454   0.0393   1.0000   0.2788
  -5.000  -0.7576   0.01015   0.00438   0.0390   1.0000   0.2902
  -4.750  -0.7276   0.00997   0.00423   0.0388   1.0000   0.3015
  -4.500  -0.6976   0.00977   0.00409   0.0385   1.0000   0.3133
  -4.250  -0.6674   0.00957   0.00396   0.0381   1.0000   0.3245
  -4.000  -0.6464   0.00988   0.00407   0.0403   0.8480   0.3345
  -3.500  -0.5919   0.00996   0.00383   0.0412   0.7292   0.3563
  -3.250  -0.5626   0.00999   0.00372   0.0412   0.6878   0.3679
  -3.000  -0.5331   0.00994   0.00362   0.0410   0.6540   0.3796
  -2.750  -0.5032   0.00993   0.00352   0.0409   0.6240   0.3903
  -2.500  -0.4733   0.00993   0.00343   0.0407   0.5967   0.4010
  -2.250  -0.4434   0.00988   0.00335   0.0405   0.5738   0.4108
  -2.000  -0.4133   0.00988   0.00328   0.0403   0.5553   0.4209
  -1.750  -0.3833   0.00982   0.00322   0.0401   0.5384   0.4312
  -1.250  -0.3231   0.00976   0.00312   0.0397   0.5067   0.4512
  -1.000  -0.2930   0.00973   0.00308   0.0395   0.4931   0.4615
  -0.750  -0.2628   0.00972   0.00305   0.0393   0.4804   0.4722
  -0.500  -0.2326   0.00970   0.00302   0.0391   0.4675   0.4822
  -0.250  -0.2024   0.00969   0.00300   0.0389   0.4548   0.4930
   0.000  -0.1723   0.00966   0.00299   0.0386   0.4428   0.5041
   0.250  -0.1421   0.00966   0.00298   0.0384   0.4302   0.5152
   0.500  -0.1119   0.00964   0.00298   0.0382   0.4177   0.5266
   0.750  -0.0817   0.00964   0.00299   0.0380   0.4050   0.5383
   1.000  -0.0514   0.00966   0.00299   0.0378   0.3920   0.5508
   1.250  -0.0212   0.00963   0.00302   0.0376   0.3796   0.5646
   1.500   0.0089   0.00963   0.00304   0.0374   0.3673   0.5789
   2.000   0.0693   0.00966   0.00312   0.0370   0.3415   0.6093
   2.500   0.1296   0.00971   0.00322   0.0365   0.3154   0.6402
   2.750   0.1597   0.00976   0.00329   0.0363   0.3014   0.6571
   3.000   0.1898   0.00978   0.00337   0.0361   0.2881   0.6759
   3.250   0.2198   0.00982   0.00346   0.0359   0.2748   0.6960
   3.500   0.2497   0.00989   0.00356   0.0358   0.2620   0.7172
   3.750   0.2794   0.00997   0.00368   0.0356   0.2490   0.7396
   4.000   0.3089   0.01001   0.00381   0.0356   0.2370   0.7641
   4.250   0.3381   0.01007   0.00395   0.0356   0.2254   0.7915
   4.500   0.3667   0.01016   0.00411   0.0357   0.2138   0.8204
   4.750   0.3946   0.01025   0.00426   0.0360   0.2022   0.8519
   5.000   0.4211   0.01029   0.00440   0.0368   0.1916   0.8868
   5.250   0.4452   0.01033   0.00451   0.0380   0.1811   0.9267
   5.500   0.4750   0.01037   0.00455   0.0380   0.1693   0.9858
   5.750   0.5064   0.01056   0.00471   0.0374   0.1585   1.0000
   6.000   0.5371   0.01083   0.00493   0.0368   0.1482   1.0000
   6.250   0.5675   0.01115   0.00518   0.0363   0.1385   1.0000
   6.500   0.5979   0.01142   0.00543   0.0359   0.1300   1.0000
   6.750   0.6281   0.01174   0.00572   0.0354   0.1224   1.0000
   7.000   0.6582   0.01211   0.00603   0.0350   0.1149   1.0000
   7.250   0.6882   0.01240   0.00634   0.0346   0.1086   1.0000
   7.500   0.7180   0.01285   0.00672   0.0341   0.1016   1.0000
   7.750   0.7478   0.01310   0.00701   0.0338   0.0962   1.0000
   8.000   0.7772   0.01357   0.00743   0.0334   0.0902   1.0000
   8.250   0.8068   0.01388   0.00776   0.0331   0.0851   1.0000
   8.500   0.8359   0.01437   0.00822   0.0326   0.0798   1.0000
   8.750   0.8652   0.01473   0.00859   0.0323   0.0751   1.0000
   9.000   0.8940   0.01526   0.00911   0.0319   0.0706   1.0000
   9.250   0.9228   0.01568   0.00956   0.0316   0.0665   1.0000
   9.500   0.9510   0.01629   0.01016   0.0312   0.0627   1.0000
   9.750   0.9794   0.01675   0.01064   0.0310   0.0593   1.0000
  10.000   1.0069   0.01747   0.01136   0.0306   0.0561   1.0000
  10.250   1.0348   0.01798   0.01192   0.0303   0.0534   1.0000
  10.500   1.0616   0.01872   0.01265   0.0300   0.0508   1.0000
  10.750   1.0884   0.01941   0.01341   0.0297   0.0486   1.0000
  11.000   1.1151   0.02004   0.01408   0.0295   0.0465   1.0000
  11.250   1.1399   0.02102   0.01504   0.0291   0.0446   1.0000
  11.500   1.1652   0.02182   0.01594   0.0289   0.0431   1.0000
  11.750   1.1901   0.02261   0.01680   0.0287   0.0416   1.0000
  12.000   1.2139   0.02352   0.01774   0.0285   0.0403   1.0000
  12.250   1.2337   0.02499   0.01922   0.0282   0.0389   1.0000
  12.500   1.2567   0.02587   0.02023   0.0280   0.0379   1.0000
  12.750   1.2778   0.02694   0.02139   0.0278   0.0368   1.0000
  13.000   1.2971   0.02816   0.02267   0.0275   0.0358   1.0000
  13.250   1.3130   0.02973   0.02429   0.0271   0.0350   1.0000
  13.500   1.3200   0.03222   0.02683   0.0263   0.0342   1.0000
  13.750   1.3263   0.03501   0.02980   0.0237   0.0338   1.0000
  14.000   1.3277   0.03872   0.03366   0.0205   0.0333   1.0000
  14.250   1.3279   0.04268   0.03776   0.0174   0.0329   1.0000
  14.500   1.3256   0.04687   0.04206   0.0145   0.0325   1.0000
  14.750   1.3209   0.05124   0.04653   0.0118   0.0321   1.0000
  15.000   1.3144   0.05574   0.05113   0.0092   0.0318   1.0000
  15.250   1.3066   0.06037   0.05585   0.0067   0.0315   1.0000
  15.500   1.2981   0.06505   0.06061   0.0042   0.0312   1.0000
  15.750   1.2892   0.06976   0.06538   0.0018   0.0309   1.0000
  16.000   1.2803   0.07444   0.07013  -0.0005   0.0306   1.0000
  16.250   1.2720   0.07893   0.07467  -0.0026   0.0303   1.0000
  16.500   1.2655   0.08299   0.07876  -0.0041   0.0299   1.0000
  16.750   1.2540   0.08867   0.08457  -0.0072   0.0297   1.0000
  17.000   1.2419   0.09463   0.09065  -0.0106   0.0295   1.0000
  17.250   1.2290   0.10082   0.09697  -0.0141   0.0293   1.0000
  17.500   1.2155   0.10721   0.10349  -0.0176   0.0290   1.0000
  17.750   1.2005   0.11403   0.11044  -0.0215   0.0288   1.0000
  18.000   1.1846   0.12109   0.11763  -0.0256   0.0285   1.0000
<< Back to OAF139 AIRFOIL (oaf139-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to OAF139 AIRFOIL (oaf139-il)