Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

UNIVERSITY OF ALBERTA UA 79-SF-187 AIRFOIL MAIN ELEMENT (ua79sff-il) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: UNIVERSITY OF ALBERTA UA 79-SF-187 AIRFOIL MAIN ELEMENT (ua79sff-il)
Reynolds number: 500,000
Max Cl/Cd: 25.87 at α=3.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-ua79sff-il-500000-n5.txt
Download as CSV file: xf-ua79sff-il-500000-n5.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 =     0.500 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -19.750  -0.0151   0.07220   0.06967   0.0151   0.5849   0.0388
 -19.500  -0.0112   0.07160   0.06907   0.0126   0.5836   0.0393
 -19.250  -0.0073   0.07098   0.06845   0.0102   0.5824   0.0400
 -19.000  -0.0036   0.07035   0.06782   0.0079   0.5813   0.0404
 -18.750   0.0001   0.06970   0.06716   0.0055   0.5802   0.0410
 -18.500   0.0035   0.06903   0.06649   0.0033   0.5792   0.0414
 -18.250   0.0069   0.06837   0.06582   0.0011   0.5781   0.0416
 -18.000   0.0102   0.06772   0.06517  -0.0011   0.5771   0.0417
 -17.750   0.0135   0.06707   0.06451  -0.0033   0.5762   0.0418
 -17.500   0.0169   0.06640   0.06384  -0.0055   0.5753   0.0419
 -17.250   0.0214   0.06567   0.06310  -0.0081   0.5742   0.0421
 -17.000   0.0257   0.06500   0.06243  -0.0106   0.5733   0.0424
 -16.750   0.0299   0.06436   0.06179  -0.0130   0.5723   0.0428
 -16.500   0.0339   0.06372   0.06116  -0.0155   0.5715   0.0433
 -16.250   0.0378   0.06307   0.06052  -0.0178   0.5706   0.0441
 -16.000   0.0416   0.06241   0.05986  -0.0201   0.5696   0.0450
 -15.750   0.0450   0.06171   0.05917  -0.0223   0.5684   0.0456
 -15.500   0.0485   0.06101   0.05848  -0.0244   0.5673   0.0458
 -15.250   0.0517   0.06032   0.05779  -0.0265   0.5662   0.0460
 -15.000   0.0546   0.05963   0.05710  -0.0284   0.5653   0.0462
 -14.750   0.0577   0.05894   0.05641  -0.0304   0.5643   0.0462
 -14.500   0.0623   0.05815   0.05563  -0.0330   0.5633   0.0464
 -14.250   0.0665   0.05744   0.05493  -0.0354   0.5623   0.0466
 -14.000   0.0708   0.05677   0.05426  -0.0378   0.5612   0.0471
 -13.750   0.0748   0.05610   0.05359  -0.0401   0.5602   0.0476
 -13.500   0.0787   0.05542   0.05291  -0.0424   0.5590   0.0481
 -13.250   0.0824   0.05474   0.05222  -0.0446   0.5578   0.0490
 -13.000   0.0855   0.05402   0.05151  -0.0465   0.5567   0.0502
 -12.750   0.0883   0.05331   0.05079  -0.0483   0.5555   0.0505
 -12.500   0.0909   0.05259   0.05006  -0.0500   0.5544   0.0507
 -12.250   0.0937   0.05189   0.04935  -0.0518   0.5533   0.0508
 -12.000   0.0976   0.05110   0.04857  -0.0540   0.5522   0.0509
 -11.750   0.1022   0.05034   0.04783  -0.0565   0.5511   0.0512
 -11.500   0.1064   0.04964   0.04715  -0.0589   0.5499   0.0515
 -11.250   0.1105   0.04896   0.04647  -0.0611   0.5487   0.0520
 -11.000   0.1142   0.04827   0.04579  -0.0633   0.5475   0.0526
 -10.750   0.1178   0.04757   0.04510  -0.0653   0.5463   0.0531
 -10.500   0.1212   0.04686   0.04440  -0.0673   0.5450   0.0538
 -10.250   0.1240   0.04612   0.04367  -0.0690   0.5438   0.0549
 -10.000   0.1256   0.04538   0.04293  -0.0702   0.5429   0.0554
  -9.750   0.1276   0.04462   0.04218  -0.0715   0.5419   0.0555
  -9.500   0.1307   0.04384   0.04141  -0.0733   0.5409   0.0556
  -9.250   0.1359   0.04310   0.04066  -0.0760   0.5398   0.0560
  -9.000   0.1400   0.04240   0.03996  -0.0783   0.5388   0.0564
  -8.750   0.1438   0.04171   0.03927  -0.0803   0.5379   0.0568
  -8.500   0.1471   0.04099   0.03855  -0.0822   0.5370   0.0570
  -8.250   0.1504   0.04028   0.03784  -0.0841   0.5362   0.0574
  -8.000   0.1537   0.03957   0.03713  -0.0859   0.5354   0.0578
  -7.750   0.1566   0.03882   0.03638  -0.0876   0.5345   0.0578
  -7.500   0.1582   0.03784   0.03540  -0.0886   0.5337   0.0540
  -7.250   0.1572   0.03691   0.03449  -0.0885   0.5328   0.0555
  -7.000   0.1619   0.03629   0.03389  -0.0909   0.5315   0.0550
  -6.750   0.1650   0.03558   0.03320  -0.0926   0.5302   0.0546
  -6.500   0.1678   0.03485   0.03249  -0.0941   0.5289   0.0537
  -6.250   0.1697   0.03404   0.03169  -0.0953   0.5277   0.0528
  -6.000   0.1711   0.03319   0.03085  -0.0962   0.5264   0.0522
  -5.750   0.1730   0.03244   0.03012  -0.0973   0.5252   0.0523
  -5.500   0.1748   0.03168   0.02936  -0.0983   0.5241   0.0524
  -5.250   0.1770   0.03100   0.02870  -0.0996   0.5229   0.0530
  -5.000   0.1786   0.03026   0.02796  -0.1005   0.5218   0.0538
  -4.750   0.1791   0.02940   0.02711  -0.1009   0.5208   0.0546
  -4.500   0.1797   0.02855   0.02626  -0.1014   0.5198   0.0548
  -4.250   0.1789   0.02754   0.02525  -0.1012   0.5189   0.0551
  -4.000   0.1751   0.02619   0.02391  -0.0996   0.5181   0.0555
  -3.750   0.1786   0.02570   0.02342  -0.1014   0.5171   0.0559
  -3.500   0.1825   0.02530   0.02302  -0.1033   0.5161   0.0565
  -3.250   0.1831   0.02477   0.02254  -0.1037   0.5143   0.0571
  -3.000   0.1824   0.02412   0.02193  -0.1033   0.5126   0.0578
  -2.750   0.1794   0.02331   0.02115  -0.1020   0.5109   0.0589
  -2.500   0.1719   0.02234   0.02021  -0.0983   0.5094   0.0594
  -1.500   0.1443   0.01331   0.01077  -0.0871   0.5044   0.0662
  -1.250   0.1523   0.01317   0.01062  -0.0910   0.5031   0.0668
  -1.000   0.1604   0.01296   0.01038  -0.0950   0.5020   0.0675
  -0.750   0.1687   0.01263   0.00999  -0.0990   0.5010   0.0689
  -0.500   0.1764   0.01178   0.00892  -0.1029   0.5001   0.0717
  -0.250   0.1858   0.01164   0.00877  -0.1075   0.4992   0.0724
   0.000   0.1897   0.01173   0.00890  -0.1092   0.4964   0.0729
   0.250   0.1940   0.01177   0.00896  -0.1110   0.4935   0.0737
   0.500   0.2001   0.01170   0.00886  -0.1138   0.4911   0.0749
   0.750   0.2074   0.01149   0.00857  -0.1173   0.4891   0.0768
   1.000   0.2158   0.01129   0.00831  -0.1213   0.4875   0.0782
   1.250   0.2247   0.01115   0.00815  -0.1257   0.4861   0.0791
   1.500   0.2343   0.01099   0.00796  -0.1303   0.4849   0.0803
   1.750   0.2444   0.01081   0.00773  -0.1352   0.4838   0.0818
   2.000   0.2551   0.01062   0.00745  -0.1404   0.4829   0.0839
   2.250   0.2483   0.01109   0.00798  -0.1363   0.4780   0.0843
   2.500   0.2426   0.01139   0.00832  -0.1329   0.4742   0.0846
   2.750   0.2441   0.01149   0.00843  -0.1332   0.4719   0.0853
   3.000   0.2510   0.01143   0.00836  -0.1364   0.4703   0.0864
   3.250   0.2608   0.01127   0.00817  -0.1411   0.4691   0.0878
   3.500   0.2717   0.01110   0.00796  -0.1464   0.4681   0.0897
   3.750   0.2830   0.01094   0.00775  -0.1519   0.4673   0.0916
   4.250   0.2329   0.01478   0.01174  -0.1259   0.4509   0.0893
   6.750   0.2405   0.02139   0.01833  -0.1282   0.4059   0.0984
   8.750   0.2793   0.02410   0.02108  -0.1462   0.3751   0.1101
  12.250   0.3381   0.03180   0.02949  -0.1736   0.3181   1.0000
  12.750   0.3586   0.03145   0.02905  -0.1829   0.3166   1.0000
  13.250   0.3584   0.03372   0.03132  -0.1828   0.3045   1.0000
  13.500   0.3684   0.03355   0.03111  -0.1873   0.3035   1.0000
  13.750   0.3788   0.03333   0.03086  -0.1920   0.3026   1.0000
  14.000   0.3897   0.03305   0.03054  -0.1968   0.3017   1.0000
  14.500   0.3854   0.03583   0.03333  -0.1949   0.2892   1.0000
  14.750   0.3952   0.03567   0.03314  -0.1993   0.2881   1.0000
  15.000   0.4057   0.03541   0.03284  -0.2039   0.2871   1.0000
  15.250   0.4168   0.03508   0.03247  -0.2088   0.2861   1.0000
  15.500   0.3997   0.03841   0.03588  -0.2013   0.2741   1.0000
  15.750   0.4090   0.03831   0.03575  -0.2054   0.2729   1.0000
  16.000   0.4188   0.03811   0.03551  -0.2097   0.2718   1.0000
  16.500   0.4097   0.04154   0.03899  -0.2058   0.2593   1.0000
  16.750   0.4182   0.04151   0.03894  -0.2095   0.2582   1.0000
  17.000   0.4276   0.04134   0.03874  -0.2136   0.2572   1.0000
  17.500   0.4174   0.04490   0.04235  -0.2095   0.2453   1.0000
  17.750   0.4253   0.04492   0.04235  -0.2128   0.2444   1.0000
  18.000   0.4341   0.04481   0.04222  -0.2166   0.2436   1.0000
  18.250   0.4432   0.04466   0.04204  -0.2204   0.2428   1.0000
  18.750   0.4297   0.04861   0.04606  -0.2151   0.2314   1.0000
  19.000   0.4376   0.04858   0.04601  -0.2185   0.2306   1.0000
<< Back to UNIVERSITY OF ALBERTA UA 79-SF-187 AIRFOIL MAIN ELEMENT (ua79sff-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to UNIVERSITY OF ALBERTA UA 79-SF-187 AIRFOIL MAIN ELEMENT (ua79sff-il)