UNIVERSITY OF ALBERTA UA 79-SF-187 AIRFOIL MAIN ELEMENT (ua79sff-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: UNIVERSITY OF ALBERTA UA 79-SF-187 AIRFOIL MAIN ELEMENT (ua79sff-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 3.4 at α=19.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ua79sff-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ua79sff-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: UNIVERSITY OF ALBERTA UA 79-SF-187 AIRFOIL MAIN
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-19.750 -0.0503 0.07923 0.07479 0.0373 1.0000 0.2159
-19.500 -0.0460 0.07857 0.07419 0.0346 1.0000 0.2194
-19.250 -0.0424 0.07833 0.07402 0.0322 1.0000 0.2228
-19.000 -0.0399 0.07871 0.07446 0.0303 1.0000 0.2258
-18.750 -0.0385 0.07978 0.07560 0.0291 1.0000 0.2274
-18.500 -0.0358 0.07954 0.07545 0.0272 1.0000 0.2288
-18.250 -0.0303 0.07729 0.07328 0.0240 1.0000 0.2320
-18.000 -0.0285 0.07689 0.07297 0.0228 1.0000 0.2354
-17.750 -0.0308 0.07758 0.07376 0.0239 1.0000 0.2383
-17.500 -0.0375 0.07907 0.07532 0.0275 1.0000 0.2403
-17.250 -0.0445 0.08052 0.07681 0.0312 1.0000 0.2424
-17.000 -0.0504 0.08185 0.07816 0.0343 1.0000 0.2444
-16.750 -0.0560 0.08332 0.07967 0.0371 1.0000 0.2462
-16.500 -0.0616 0.08503 0.08140 0.0398 1.0000 0.2473
-16.250 -0.0634 0.08453 0.08095 0.0407 1.0000 0.2488
-16.000 -0.0635 0.08337 0.07981 0.0407 1.0000 0.2517
-15.750 -0.0647 0.08308 0.07954 0.0412 1.0000 0.2550
-15.500 -0.0663 0.08312 0.07960 0.0419 1.0000 0.2585
-15.250 -0.0685 0.08339 0.07990 0.0429 1.0000 0.2620
-15.000 -0.0713 0.08404 0.08057 0.0442 1.0000 0.2651
-14.750 -0.0753 0.08524 0.08178 0.0460 1.0000 0.2672
-14.500 -0.0788 0.08617 0.08275 0.0475 1.0000 0.2684
-14.250 -0.0760 0.08392 0.08052 0.0460 1.0000 0.2716
-14.000 -0.0757 0.08321 0.07983 0.0458 1.0000 0.2756
-13.750 -0.0766 0.08304 0.07967 0.0460 1.0000 0.2800
-13.500 -0.0784 0.08329 0.07994 0.0468 1.0000 0.2844
-13.250 -0.0817 0.08417 0.08084 0.0482 1.0000 0.2877
-13.000 -0.0864 0.08567 0.08235 0.0504 1.0000 0.2893
-12.750 -0.0823 0.08305 0.07976 0.0482 1.0000 0.2936
-12.500 -0.0818 0.08242 0.07915 0.0478 1.0000 0.2987
-12.250 -0.0831 0.08245 0.07920 0.0483 1.0000 0.3043
-12.000 -0.0864 0.08325 0.08001 0.0498 1.0000 0.3084
-11.750 -0.0899 0.08406 0.08086 0.0513 1.0000 0.3107
-11.500 -0.0862 0.08194 0.07875 0.0493 1.0000 0.3159
-11.250 -0.0862 0.08153 0.07836 0.0492 1.0000 0.3219
-11.000 -0.0886 0.08194 0.07879 0.0502 1.0000 0.3276
-10.750 -0.0935 0.08325 0.08011 0.0525 1.0000 0.3304
-10.500 -0.0900 0.08128 0.07816 0.0506 1.0000 0.3350
-10.250 -0.0894 0.08064 0.07754 0.0502 1.0000 0.3416
-10.000 -0.0916 0.08095 0.07787 0.0511 1.0000 0.3476
-9.750 -0.0968 0.08225 0.07918 0.0536 1.0000 0.3508
-9.500 -0.0925 0.08011 0.07707 0.0513 1.0000 0.3565
-9.250 -0.0926 0.07977 0.07674 0.0512 1.0000 0.3640
-9.000 -0.0972 0.08076 0.07775 0.0533 1.0000 0.3697
-8.750 -0.0951 0.07945 0.07646 0.0522 1.0000 0.3751
-8.500 -0.0947 0.07896 0.07599 0.0519 1.0000 0.3838
-8.250 -0.0999 0.08009 0.07714 0.0543 1.0000 0.3897
-8.000 -0.0962 0.07836 0.07543 0.0523 1.0000 0.3970
-7.750 -0.0977 0.07842 0.07551 0.0530 1.0000 0.4066
-7.500 -0.0998 0.07845 0.07556 0.0539 1.0000 0.4122
-7.250 -0.0976 0.07744 0.07456 0.0527 1.0000 0.4226
-7.000 -0.1037 0.07873 0.07587 0.0557 1.0000 0.4296
-6.750 -0.0984 0.07672 0.07389 0.0529 1.0000 0.4393
-6.500 -0.1025 0.07745 0.07463 0.0549 1.0000 0.4489
-6.250 -0.1001 0.07620 0.07340 0.0535 1.0000 0.4569
-6.000 -0.1017 0.07629 0.07350 0.0543 1.0000 0.4684
-5.750 -0.1019 0.07575 0.07299 0.0543 1.0000 0.4764
-5.500 -0.1020 0.07548 0.07274 0.0543 1.0000 0.4899
-5.250 -0.1023 0.07499 0.07227 0.0544 1.0000 0.4993
-5.000 -0.1032 0.07494 0.07224 0.0547 1.0000 0.5142
-4.750 -0.1015 0.07402 0.07134 0.0538 1.0000 0.5256
-4.500 -0.1056 0.07479 0.07212 0.0559 1.0000 0.5413
-4.250 -0.1003 0.07309 0.07045 0.0531 1.0000 0.5566
-4.000 -0.1064 0.07417 0.07155 0.0563 1.0000 0.5708
-3.750 -0.1009 0.07273 0.07012 0.0534 1.0000 0.5923
-3.500 -0.0986 0.07187 0.06928 0.0522 1.0000 0.6092
-3.250 -0.1029 0.07260 0.07004 0.0544 1.0000 0.6279
-3.000 -0.1007 0.07214 0.06959 0.0533 1.0000 0.6530
-2.750 -0.0973 0.07138 0.06885 0.0515 1.0000 0.6794
-2.500 -0.0967 0.07138 0.06887 0.0512 1.0000 0.7076
-2.250 -0.0873 0.06980 0.06731 0.0462 1.0000 0.7451
-2.000 -0.0806 0.06943 0.06696 0.0427 1.0000 0.7925
-1.750 -0.0199 0.07265 0.07010 0.0089 1.0000 1.0000
-1.500 -0.0200 0.07232 0.06978 0.0089 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0202 0.07199 0.06946 0.0088 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0204 0.07165 0.06914 0.0088 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0206 0.07132 0.06882 0.0088 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0208 0.07098 0.06850 0.0088 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0210 0.07065 0.06818 0.0087 1.0000 1.0000
0.000 -0.0212 0.07033 0.06786 0.0087 1.0000 1.0000
0.250 -0.0215 0.06999 0.06754 0.0087 1.0000 1.0000
0.500 -0.0217 0.06966 0.06722 0.0088 1.0000 1.0000
0.750 -0.0220 0.06932 0.06690 0.0088 1.0000 1.0000
1.000 -0.0223 0.06898 0.06657 0.0088 1.0000 1.0000
1.250 -0.0226 0.06865 0.06625 0.0088 1.0000 1.0000
1.500 -0.0229 0.06832 0.06593 0.0089 1.0000 1.0000
1.750 -0.0232 0.06797 0.06560 0.0089 1.0000 1.0000
2.000 -0.0236 0.06763 0.06527 0.0090 1.0000 1.0000
2.250 -0.0239 0.06729 0.06493 0.0091 1.0000 1.0000
2.500 -0.0243 0.06695 0.06460 0.0092 1.0000 1.0000
2.750 -0.0246 0.06659 0.06426 0.0093 1.0000 1.0000
3.000 -0.0250 0.06625 0.06392 0.0094 1.0000 1.0000
3.250 -0.0255 0.06589 0.06358 0.0095 1.0000 1.0000
3.500 -0.0259 0.06553 0.06323 0.0096 1.0000 1.0000
3.750 -0.0291 0.06472 0.06244 0.0113 1.0000 0.9966
4.000 -0.0463 0.06281 0.06057 0.0210 1.0000 0.9730
4.250 -0.0642 0.06112 0.05892 0.0310 1.0000 0.9434
4.500 -0.0792 0.05953 0.05736 0.0392 0.9941 0.9063
4.750 -0.0950 0.05832 0.05617 0.0477 0.9815 0.8616
5.000 -0.1129 0.05720 0.05506 0.0571 0.9709 0.8174
5.250 -0.1340 0.05630 0.05418 0.0683 0.9602 0.7720
5.500 -0.1504 0.05461 0.05250 0.0766 0.9497 0.7295
5.750 -0.1519 0.05358 0.05142 0.0763 0.9395 0.6736
6.000 -0.1418 0.05271 0.05048 0.0694 0.9250 0.6163
6.250 -0.1244 0.05195 0.04960 0.0584 0.9125 0.5669
6.500 -0.1032 0.05265 0.05019 0.0460 0.9002 0.5324
6.750 -0.0893 0.05152 0.04897 0.0378 0.8873 0.5088
7.000 -0.0664 0.05275 0.05007 0.0246 0.8763 0.4881
7.250 -0.0555 0.05181 0.04905 0.0183 0.8627 0.4785
7.500 -0.0323 0.05392 0.05100 0.0052 0.8521 0.4674
7.750 -0.0261 0.05246 0.04950 0.0017 0.8404 0.4636
8.000 -0.0078 0.05409 0.05100 -0.0084 0.8285 0.4612
8.250 0.0008 0.05369 0.05050 -0.0132 0.8196 0.4603
8.500 0.0143 0.05435 0.05105 -0.0206 0.8066 0.4605
8.750 0.0295 0.05625 0.05281 -0.0290 0.7989 0.4640
9.000 0.0356 0.05526 0.05174 -0.0323 0.7872 0.4669
9.250 0.0511 0.05712 0.05345 -0.0407 0.7769 0.4733
9.500 0.0582 0.05746 0.05373 -0.0445 0.7707 0.4799
9.750 0.0654 0.05726 0.05345 -0.0485 0.7588 0.4886
10.000 0.0791 0.05942 0.05551 -0.0557 0.7498 0.5026
10.250 0.0858 0.05967 0.05567 -0.0594 0.7444 0.5153
10.500 0.0906 0.05921 0.05521 -0.0619 0.7341 0.5290
10.750 0.1014 0.06077 0.05675 -0.0676 0.7250 0.5549
11.000 0.1118 0.06296 0.05895 -0.0731 0.7198 0.5912
11.250 0.1128 0.06133 0.05740 -0.0735 0.7123 0.6203
11.500 0.1186 0.06166 0.05795 -0.0764 0.7037 0.7014
11.750 0.1366 0.06336 0.05935 -0.0861 0.6953 1.0000
12.000 0.1424 0.06331 0.05897 -0.0893 0.6907 1.0000
12.250 0.1461 0.06267 0.05812 -0.0912 0.6820 1.0000
12.500 0.1534 0.06382 0.05905 -0.0950 0.6740 1.0000
12.750 0.1639 0.06686 0.06188 -0.1005 0.6681 1.0000
13.000 0.1663 0.06654 0.06146 -0.1018 0.6645 1.0000
13.250 0.1681 0.06554 0.06038 -0.1028 0.6570 1.0000
13.500 0.1739 0.06635 0.06108 -0.1058 0.6492 1.0000
13.750 0.1824 0.06868 0.06329 -0.1103 0.6431 1.0000
14.000 0.1894 0.07088 0.06538 -0.1140 0.6398 1.0000
14.250 0.1889 0.06877 0.06324 -0.1139 0.6349 1.0000
14.500 0.1926 0.06879 0.06318 -0.1159 0.6275 1.0000
14.750 0.1990 0.07007 0.06439 -0.1193 0.6209 1.0000
15.000 0.2082 0.07327 0.06750 -0.1242 0.6161 1.0000
15.250 0.2108 0.07318 0.06735 -0.1257 0.6135 1.0000
15.500 0.2117 0.07173 0.06587 -0.1263 0.6084 1.0000
15.750 0.2158 0.07199 0.06608 -0.1285 0.6017 1.0000
16.000 0.2221 0.07340 0.06743 -0.1319 0.5958 1.0000
16.250 0.2310 0.07683 0.07080 -0.1366 0.5916 1.0000
16.500 0.2328 0.07624 0.07016 -0.1377 0.5893 1.0000
16.750 0.2338 0.07482 0.06872 -0.1384 0.5847 1.0000
17.000 0.2376 0.07500 0.06887 -0.1405 0.5786 1.0000
17.250 0.2434 0.07625 0.07007 -0.1436 0.5730 1.0000
17.500 0.2513 0.07923 0.07301 -0.1478 0.5688 1.0000
17.750 0.2548 0.07983 0.07357 -0.1498 0.5666 1.0000
18.000 0.2552 0.07802 0.07174 -0.1503 0.5629 1.0000
18.250 0.2584 0.07790 0.07159 -0.1521 0.5572 1.0000
18.500 0.2634 0.07883 0.07250 -0.1549 0.5519 1.0000
18.750 0.2702 0.08113 0.07476 -0.1585 0.5476 1.0000
19.000 0.2763 0.08366 0.07726 -0.1618 0.5450 1.0000
19.250 0.2760 0.08127 0.07486 -0.1620 0.5422 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to UNIVERSITY OF ALBERTA UA 79-SF-187 AIRFOIL MAIN ELEMENT (ua79sff-il)