RAF 19 AIRFOIL (raf19-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: RAF 19 AIRFOIL (raf19-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 48.67 at α=6° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-raf19-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-raf19-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 0.0253 0.11205 0.10779 -0.0666 0.9280 0.0419
-8.500 0.0417 0.10889 0.10463 -0.0703 0.9200 0.0419
-8.250 0.0533 0.10597 0.10173 -0.0722 0.9071 0.0420
-8.000 0.0674 0.10279 0.09854 -0.0744 0.8954 0.0420
-7.750 0.0843 0.09922 0.09496 -0.0774 0.8853 0.0419
-7.250 0.1206 0.09021 0.08590 -0.0819 0.8650 0.0345
-7.000 0.1423 0.08678 0.08243 -0.0855 0.8545 0.0336
-6.750 0.1587 0.08348 0.07907 -0.0902 0.8414 0.0349
-6.250 0.2014 0.07668 0.07214 -0.0983 0.8147 0.0349
-6.000 0.2230 0.07325 0.06861 -0.1026 0.7998 0.0350
-5.750 0.2448 0.07000 0.06524 -0.1067 0.7841 0.0351
-5.500 0.2688 0.06820 0.06333 -0.1081 0.7673 0.0378
-5.250 0.2895 0.06551 0.06053 -0.1118 0.7514 0.0405
-5.000 0.3115 0.06201 0.05691 -0.1175 0.7375 0.0419
-4.750 0.3301 0.06026 0.05507 -0.1176 0.7238 0.0440
-4.500 0.3535 0.05826 0.05294 -0.1202 0.7118 0.0485
-4.250 0.3749 0.05601 0.05062 -0.1230 0.6990 0.0541
-4.000 0.3952 0.05417 0.04868 -0.1242 0.6865 0.0583
-3.750 0.4183 0.05282 0.04723 -0.1259 0.6742 0.0701
-3.500 0.4501 0.05178 0.04601 -0.1302 0.6619 0.0895
-3.000 0.5112 0.04913 0.04297 -0.1370 0.6368 0.1020
-2.750 0.5192 0.04670 0.04053 -0.1339 0.6259 0.1041
-2.500 0.5410 0.04504 0.03872 -0.1343 0.6148 0.1059
-2.250 0.5651 0.04353 0.03707 -0.1353 0.6031 0.1069
-2.000 0.5910 0.04206 0.03544 -0.1366 0.5920 0.1079
-1.750 0.6185 0.04062 0.03378 -0.1381 0.5817 0.1080
-1.500 0.6453 0.03925 0.03224 -0.1393 0.5707 0.1075
-1.250 0.6713 0.03821 0.03102 -0.1401 0.5604 0.1110
-0.750 0.7422 0.03375 0.02581 -0.1458 0.5408 0.0873
-0.500 0.7665 0.03265 0.02450 -0.1457 0.5314 0.0870
-0.250 0.7907 0.03159 0.02327 -0.1456 0.5214 0.0867
0.000 0.8161 0.03052 0.02199 -0.1456 0.5121 0.0868
0.250 0.8421 0.02944 0.02064 -0.1456 0.5027 0.0884
0.500 0.8622 0.02918 0.02034 -0.1444 0.4926 0.0901
0.750 0.8846 0.02887 0.01987 -0.1435 0.4835 0.0926
1.000 0.9076 0.02814 0.01900 -0.1428 0.4733 0.0935
1.250 0.9318 0.02742 0.01804 -0.1422 0.4646 0.0946
1.500 0.9554 0.02669 0.01710 -0.1413 0.4551 0.0966
1.750 0.9803 0.02577 0.01584 -0.1407 0.4464 0.0996
2.000 1.0018 0.02554 0.01547 -0.1395 0.4371 0.1037
2.250 1.0219 0.02566 0.01556 -0.1381 0.4279 0.1078
2.500 1.0454 0.02520 0.01479 -0.1372 0.4198 0.1143
2.750 1.0681 0.02495 0.01438 -0.1362 0.4115 0.1189
3.000 1.0889 0.02505 0.01438 -0.1350 0.4042 0.1232
3.250 1.1120 0.02502 0.01415 -0.1341 0.3970 0.1326
3.500 1.1313 0.02532 0.01446 -0.1326 0.3902 0.1385
3.750 1.1542 0.02539 0.01429 -0.1317 0.3840 0.1471
4.000 1.1731 0.02566 0.01461 -0.1303 0.3775 0.1523
4.250 1.1951 0.02587 0.01465 -0.1293 0.3721 0.1588
4.500 1.2200 0.02607 0.01471 -0.1290 0.3661 0.1627
4.750 1.2425 0.02637 0.01501 -0.1283 0.3607 0.1670
5.000 1.2670 0.02670 0.01522 -0.1280 0.3563 0.1729
5.250 1.2934 0.02704 0.01546 -0.1280 0.3516 0.1761
5.500 1.3191 0.02739 0.01581 -0.1280 0.3469 0.1789
5.750 1.3440 0.02776 0.01614 -0.1278 0.3428 0.1823
6.000 1.3705 0.02816 0.01641 -0.1280 0.3391 0.1863
6.250 1.3909 0.02863 0.01695 -0.1270 0.3348 0.1920
6.500 1.4124 0.02908 0.01746 -0.1263 0.3306 0.1976
6.750 1.4342 0.02955 0.01789 -0.1256 0.3270 0.2032
7.000 1.4590 0.03000 0.01829 -0.1254 0.3240 0.2080
7.250 1.4789 0.03056 0.01894 -0.1245 0.3209 0.2135
7.500 1.4969 0.03115 0.01961 -0.1232 0.3175 0.2195
7.750 1.5160 0.03173 0.02028 -0.1222 0.3145 0.2267
8.000 1.5354 0.03231 0.02090 -0.1212 0.3118 0.2379
8.250 1.5564 0.03287 0.02150 -0.1204 0.3091 0.2511
8.500 1.5785 0.03348 0.02212 -0.1199 0.3067 0.2648
8.750 1.5894 0.03428 0.02313 -0.1177 0.3037 0.2782
9.000 1.5993 0.03504 0.02407 -0.1154 0.2998 0.2995
9.500 1.6327 0.03644 0.02619 -0.1151 0.2855 1.0000
9.750 1.6361 0.03742 0.02722 -0.1123 0.2801 1.0000
10.000 1.6442 0.03821 0.02791 -0.1100 0.2750 1.0000
10.250 1.6387 0.03981 0.02975 -0.1067 0.2689 1.0000
10.500 1.6374 0.04125 0.03125 -0.1041 0.2625 1.0000
10.750 1.6366 0.04285 0.03290 -0.1017 0.2566 1.0000
11.000 1.6342 0.04483 0.03504 -0.0997 0.2505 1.0000
11.250 1.6322 0.04678 0.03704 -0.0978 0.2446 1.0000
11.500 1.6285 0.04920 0.03962 -0.0962 0.2384 1.0000
11.750 1.6239 0.05182 0.04236 -0.0948 0.2321 1.0000
12.000 1.6173 0.05476 0.04537 -0.0936 0.2255 1.0000
12.250 1.6102 0.05807 0.04883 -0.0927 0.2190 1.0000
12.500 1.6027 0.06146 0.05229 -0.0920 0.2136 1.0000
12.750 1.5915 0.06562 0.05663 -0.0916 0.2066 1.0000
13.000 1.5744 0.07066 0.06172 -0.0916 0.1981 1.0000
13.250 1.5581 0.07597 0.06721 -0.0918 0.1904 1.0000
13.500 1.5416 0.08143 0.07280 -0.0923 0.1853 1.0000
13.750 1.5227 0.08750 0.07905 -0.0931 0.1798 1.0000
14.000 1.5016 0.09405 0.08579 -0.0942 0.1751 1.0000
14.250 1.4791 0.10101 0.09292 -0.0955 0.1714 1.0000
14.500 1.4539 0.10864 0.10076 -0.0972 0.1692 1.0000
14.750 1.4266 0.11686 0.10922 -0.0993 0.1697 1.0000
15.000 1.3974 0.12567 0.11826 -0.1019 0.1699 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to RAF 19 AIRFOIL (raf19-il)