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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to UNIVERSITY OF ALBERTA UA 79-SF-187 AIRFOIL MAIN ELEMENT (ua79sff-il)