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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: RAF 19 AIRFOIL (raf19-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 13.12 at α=3°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-raf19-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-raf19-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -7.750  -0.2265   0.13512   0.13034  -0.0073   1.0000   0.0915
  -7.500  -0.2370   0.13484   0.13017  -0.0055   1.0000   0.0925
  -7.250  -0.2482   0.13470   0.13013  -0.0037   1.0000   0.0934
  -7.000  -0.2356   0.13335   0.12880  -0.0083   0.9924   0.0955
  -6.750  -0.2257   0.13414   0.12959  -0.0146   0.9794   0.0970
  -6.500  -0.2114   0.13612   0.13158  -0.0239   0.9642   0.0976
  -6.250  -0.1791   0.12547   0.12093  -0.0247   0.9576   0.0994
  -6.000  -0.1580   0.12102   0.11646  -0.0272   0.9458   0.1025
  -5.750  -0.1404   0.11835   0.11379  -0.0309   0.9331   0.1060
  -5.500  -0.1235   0.11708   0.11251  -0.0362   0.9195   0.1099
  -5.250  -0.0983   0.12002   0.11539  -0.0485   0.9024   0.1117
  -5.000  -0.0821   0.11181   0.10721  -0.0465   0.8941   0.1133
  -4.750  -0.0589   0.10673   0.10212  -0.0480   0.8836   0.1167
  -4.500  -0.0434   0.10421   0.09957  -0.0503   0.8702   0.1204
  -4.250  -0.0138   0.10425   0.09953  -0.0592   0.8552   0.1261
  -4.000   0.0028   0.10075   0.09603  -0.0616   0.8435   0.1281
  -3.750   0.0344   0.09491   0.09014  -0.0635   0.8353   0.1338
  -3.500   0.0526   0.09351   0.08869  -0.0668   0.8216   0.1397
  -3.250   0.0792   0.09192   0.08702  -0.0727   0.8081   0.1437
  -3.000   0.0909   0.08818   0.08329  -0.0712   0.7975   0.1488
  -2.750   0.1481   0.08455   0.07948  -0.0814   0.7877   0.1598
  -2.500   0.1539   0.08242   0.07735  -0.0797   0.7744   0.1657
  -2.250   0.1871   0.08072   0.07550  -0.0852   0.7613   0.1748
  -2.000   0.2335   0.07859   0.07316  -0.0919   0.7493   0.1879
  -1.750   0.2830   0.07490   0.06927  -0.0975   0.7397   0.2020
  -1.500   0.2857   0.07285   0.06725  -0.0948   0.7263   0.2057
  -1.250   0.3218   0.07144   0.06566  -0.0988   0.7133   0.2173
  -1.000   0.3831   0.06679   0.06078  -0.1044   0.7064   0.2340
  -0.750   0.4091   0.06655   0.06038  -0.1064   0.6919   0.2451
  -0.500   0.4192   0.06539   0.05921  -0.1048   0.6785   0.2523
  -0.250   0.4981   0.06061   0.05412  -0.1124   0.6732   0.2798
   0.000   0.5075   0.06053   0.05400  -0.1110   0.6587   0.2937
   0.250   0.5161   0.06061   0.05402  -0.1095   0.6450   0.3090
   0.500   0.5912   0.05567   0.04882  -0.1154   0.6403   0.3681
   1.250   0.6246   0.05274   0.04584  -0.1084   0.6085   0.4975
   1.500   0.6062   0.05549   0.04861  -0.1042   0.5947   0.5073
   1.750   0.5856   0.05827   0.05147  -0.1003   0.5818   0.5115
   2.000   0.6454   0.05394   0.04693  -0.1022   0.5773   0.5667
   2.250   0.6070   0.05975   0.05283  -0.0983   0.5636   0.5577
   2.500   0.6811   0.05451   0.04731  -0.1010   0.5602   0.6106
   2.750   0.6146   0.06363   0.05662  -0.0965   0.5463   0.5891
   3.000   0.7395   0.05636   0.04877  -0.1046   0.5433   0.6181
   3.250   0.6139   0.06964   0.06252  -0.0962   0.5307   0.6062
   3.500   0.7581   0.06262   0.05477  -0.1060   0.5264   0.5949
   3.750   0.6091   0.07718   0.07000  -0.0974   0.5207   0.6121
   4.000   0.6122   0.08082   0.07357  -0.0988   0.5163   0.6121
   4.250   0.6802   0.08077   0.07310  -0.1038   0.5089   0.5933
   4.500   0.6604   0.08642   0.07879  -0.1041   0.5080   0.5904
   4.750   0.6666   0.09093   0.08319  -0.1060   0.5089   0.5719
   5.000   0.6825   0.09519   0.08731  -0.1085   0.5099   0.5281
   5.250   0.5051   0.10976   0.10299  -0.1052   0.6258   0.6040
   5.500   0.5282   0.11273   0.10579  -0.1080   0.6213   0.6023
   5.750   0.5445   0.11480   0.10771  -0.1097   0.6116   0.5931
   6.000   0.5957   0.11997   0.11252  -0.1149   0.6072   0.5419
   6.250   0.5846   0.12082   0.11333  -0.1134   0.5963   0.5231
   6.500   0.6339   0.12589   0.11805  -0.1174   0.5911   0.4494
   6.750   0.6255   0.12659   0.11872  -0.1162   0.5798   0.4386
   7.000   0.6709   0.13126   0.12305  -0.1194   0.5755   0.3886
   7.250   0.6576   0.13205   0.12378  -0.1180   0.5664   0.3784
   7.500   0.6929   0.13566   0.12710  -0.1203   0.5608   0.3461
<< Back to RAF 19 AIRFOIL (raf19-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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