RAF 19 AIRFOIL (raf19-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: RAF 19 AIRFOIL (raf19-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 44.63 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-raf19-il-100000.txt Download as CSV file: xf-raf19-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: RAF 19 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.0344 0.11215 0.10832 -0.0514 0.9511 0.0615
-7.500 -0.0212 0.11207 0.10824 -0.0580 0.9384 0.0624
-7.250 -0.0026 0.10887 0.10506 -0.0635 0.9289 0.0630
-7.000 0.0289 0.10113 0.09730 -0.0642 0.9241 0.0649
-6.750 0.0529 0.09737 0.09353 -0.0679 0.9153 0.0673
-6.500 0.0703 0.09446 0.09061 -0.0709 0.9031 0.0697
-6.250 0.0945 0.09210 0.08823 -0.0772 0.8903 0.0725
-6.000 0.1342 0.09018 0.08624 -0.0906 0.8807 0.0736
-5.750 0.1530 0.08319 0.07925 -0.0878 0.8722 0.0750
-5.500 0.1962 0.07817 0.07416 -0.0940 0.8673 0.0806
-5.250 0.2496 0.07895 0.07476 -0.1124 0.8518 0.0851
-5.000 0.2570 0.07217 0.06802 -0.1070 0.8412 0.0863
-4.750 0.2888 0.06772 0.06349 -0.1095 0.8325 0.0904
-4.500 0.3476 0.06652 0.06204 -0.1252 0.8192 0.0982
-4.250 0.3554 0.06173 0.05725 -0.1211 0.8060 0.1003
-4.000 0.4205 0.06271 0.05785 -0.1364 0.7900 0.1119
-3.750 0.4195 0.05697 0.05217 -0.1306 0.7778 0.1135
-3.500 0.4373 0.05402 0.04914 -0.1297 0.7653 0.1180
-3.250 0.4929 0.05384 0.04856 -0.1405 0.7508 0.1275
-3.000 0.5034 0.05015 0.04484 -0.1378 0.7391 0.1295
-2.750 0.5203 0.04833 0.04294 -0.1370 0.7256 0.1327
-2.500 0.5458 0.04694 0.04140 -0.1385 0.7125 0.1373
-2.250 0.5926 0.04675 0.04085 -0.1450 0.6992 0.1431
-2.000 0.6090 0.04397 0.03800 -0.1437 0.6886 0.1451
-1.750 0.6262 0.04258 0.03655 -0.1427 0.6754 0.1479
-1.500 0.6505 0.04148 0.03532 -0.1432 0.6628 0.1526
-1.250 0.6932 0.04153 0.03502 -0.1474 0.6498 0.1583
-1.000 0.7122 0.03915 0.03254 -0.1465 0.6393 0.1602
-0.750 0.7299 0.03789 0.03123 -0.1453 0.6261 0.1634
-0.250 0.7829 0.03620 0.02919 -0.1461 0.6008 0.1752
0.000 0.8065 0.03506 0.02788 -0.1457 0.5891 0.1808
0.250 0.8389 0.03471 0.02722 -0.1469 0.5762 0.1885
0.500 0.8565 0.03353 0.02599 -0.1454 0.5632 0.1921
0.750 0.8864 0.03355 0.02574 -0.1459 0.5504 0.2022
1.000 0.9072 0.03228 0.02436 -0.1450 0.5395 0.2068
1.250 0.9352 0.03194 0.02374 -0.1452 0.5279 0.2176
1.500 0.9575 0.03176 0.02344 -0.1443 0.5158 0.2307
1.750 0.9798 0.03108 0.02262 -0.1435 0.5057 0.2461
2.000 1.0025 0.03049 0.02190 -0.1428 0.4959 0.2624
2.250 1.0224 0.03015 0.02151 -0.1415 0.4863 0.2814
3.000 1.0874 0.02871 0.01971 -0.1385 0.4624 0.3975
3.250 1.1056 0.02832 0.01934 -0.1368 0.4546 0.4299
3.500 1.1331 0.02806 0.01890 -0.1367 0.4474 0.4377
3.750 1.1794 0.02927 0.01944 -0.1385 0.4402 0.2551
4.000 1.2033 0.02927 0.01932 -0.1377 0.4337 0.2546
4.250 1.2361 0.02932 0.01903 -0.1384 0.4286 0.2571
4.500 1.2527 0.02964 0.01945 -0.1365 0.4222 0.2602
4.750 1.2779 0.02983 0.01950 -0.1359 0.4167 0.2594
5.000 1.3101 0.03000 0.01950 -0.1369 0.4118 0.2680
5.250 1.3290 0.03056 0.02017 -0.1356 0.4056 0.2697
5.500 1.3594 0.03089 0.02037 -0.1362 0.4005 0.2710
5.750 1.3960 0.03130 0.02057 -0.1380 0.3962 0.2739
6.000 1.4152 0.03207 0.02156 -0.1371 0.3910 0.2796
6.250 1.4404 0.03268 0.02218 -0.1369 0.3867 0.2877
6.500 1.4747 0.03304 0.02247 -0.1384 0.3829 0.2952
6.750 1.4976 0.03386 0.02333 -0.1379 0.3791 0.3017
7.000 1.5115 0.03479 0.02449 -0.1360 0.3746 0.3084
7.250 1.5328 0.03548 0.02523 -0.1352 0.3707 0.3185
7.500 1.5619 0.03594 0.02568 -0.1357 0.3672 0.3387
7.750 1.5844 0.03688 0.02671 -0.1353 0.3642 0.3649
8.000 1.5881 0.03833 0.02855 -0.1320 0.3609 0.3944
8.250 1.6299 0.03958 0.03046 -0.1364 0.3566 1.0000
8.500 1.6563 0.03994 0.03067 -0.1361 0.3523 1.0000
8.750 1.6722 0.04057 0.03126 -0.1344 0.3468 1.0000
9.000 1.6786 0.04107 0.03183 -0.1310 0.3399 1.0000
9.250 1.7112 0.04029 0.03075 -0.1314 0.3316 1.0000
9.500 1.7082 0.04139 0.03205 -0.1269 0.3264 1.0000
9.750 1.7442 0.04057 0.03094 -0.1278 0.3190 1.0000
10.000 1.7433 0.04170 0.03226 -0.1237 0.3145 1.0000
10.250 1.7394 0.04293 0.03369 -0.1193 0.3105 1.0000
10.500 1.7743 0.04159 0.03198 -0.1198 0.3010 1.0000
10.750 1.7564 0.04305 0.03373 -0.1134 0.2977 1.0000
11.000 1.7495 0.04388 0.03469 -0.1088 0.2924 1.0000
11.250 1.7784 0.04313 0.03368 -0.1086 0.2854 1.0000
11.500 1.7600 0.04503 0.03590 -0.1032 0.2823 1.0000
11.750 1.7491 0.04672 0.03780 -0.0991 0.2784 1.0000
12.000 1.7643 0.04662 0.03761 -0.0975 0.2726 1.0000
12.250 1.7547 0.04826 0.03938 -0.0941 0.2677 1.0000
12.500 1.7352 0.05095 0.04230 -0.0906 0.2634 1.0000
12.750 1.7450 0.05096 0.04218 -0.0889 0.2560 1.0000
13.000 1.7264 0.05426 0.04573 -0.0864 0.2523 1.0000
13.250 1.7082 0.05796 0.04967 -0.0845 0.2489 1.0000
13.500 1.7005 0.06065 0.05248 -0.0832 0.2443 1.0000
13.750 1.7059 0.06192 0.05373 -0.0822 0.2395 1.0000
14.000 1.6786 0.06753 0.05964 -0.0815 0.2371 1.0000
14.250 1.6463 0.07425 0.06664 -0.0814 0.2347 1.0000
14.500 1.5807 0.08660 0.07933 -0.0832 0.2344 1.0000
14.750 1.6448 0.07938 0.07187 -0.0809 0.2253 1.0000
15.000 1.5914 0.09026 0.08306 -0.0829 0.2241 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to RAF 19 AIRFOIL (raf19-il)