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

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
<< Back to RAF 19 AIRFOIL (raf19-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to RAF 19 AIRFOIL (raf19-il)