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