RAF 19 AIRFOIL (raf19-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: RAF 19 AIRFOIL (raf19-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 32.18 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-raf19-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-raf19-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.750 -0.0043 0.11391 0.10840 -0.0556 0.9238 0.0691
-7.500 0.0097 0.11117 0.10565 -0.0580 0.9125 0.0708
-7.250 0.0273 0.10828 0.10277 -0.0616 0.9035 0.0731
-7.000 0.0370 0.10636 0.10087 -0.0637 0.8906 0.0745
-6.750 0.0442 0.10508 0.09960 -0.0661 0.8767 0.0755
-6.500 0.0569 0.10347 0.09800 -0.0700 0.8633 0.0760
-6.250 0.0818 0.09743 0.09195 -0.0713 0.8586 0.0780
-6.000 0.0955 0.09452 0.08905 -0.0721 0.8466 0.0815
-5.750 0.1120 0.09204 0.08653 -0.0748 0.8353 0.0842
-5.500 0.1384 0.08993 0.08436 -0.0816 0.8258 0.0870
-5.250 0.1613 0.08831 0.08268 -0.0875 0.8135 0.0877
-5.000 0.1726 0.08351 0.07790 -0.0855 0.8034 0.0898
-4.750 0.2017 0.07996 0.07426 -0.0890 0.7957 0.0974
-4.500 0.2316 0.07907 0.07323 -0.0966 0.7816 0.1008
-4.250 0.2533 0.07580 0.06990 -0.0996 0.7694 0.1020
-4.000 0.2725 0.07120 0.06523 -0.0982 0.7612 0.1103
-3.750 0.3162 0.06994 0.06373 -0.1084 0.7477 0.1170
-3.500 0.3189 0.06614 0.05996 -0.1036 0.7358 0.1235
-3.250 0.3557 0.06382 0.05742 -0.1097 0.7247 0.1335
-3.000 0.3801 0.06102 0.05447 -0.1108 0.7142 0.1417
-2.750 0.4119 0.05948 0.05273 -0.1153 0.7014 0.1485
-2.500 0.4316 0.05696 0.05010 -0.1152 0.6909 0.1530
-2.250 0.4690 0.05530 0.04817 -0.1194 0.6804 0.1599
-2.000 0.5024 0.05442 0.04705 -0.1232 0.6676 0.1628
-1.750 0.5153 0.05196 0.04456 -0.1213 0.6570 0.1668
-1.500 0.5542 0.05072 0.04303 -0.1251 0.6469 0.1754
-1.000 0.6044 0.04827 0.04027 -0.1270 0.6233 0.1782
-0.750 0.6326 0.04643 0.03824 -0.1280 0.6138 0.1803
-0.500 0.6553 0.04534 0.03702 -0.1280 0.6020 0.1821
-0.250 0.6820 0.04432 0.03582 -0.1288 0.5909 0.1827
0.250 0.7524 0.04167 0.03249 -0.1328 0.5701 0.1429
0.500 0.7799 0.04059 0.03118 -0.1334 0.5594 0.1367
0.750 0.8207 0.03944 0.02952 -0.1358 0.5502 0.1307
1.000 0.8414 0.03887 0.02881 -0.1349 0.5389 0.1301
1.250 0.8694 0.03814 0.02782 -0.1352 0.5292 0.1301
1.500 0.8949 0.03761 0.02713 -0.1350 0.5194 0.1344
1.750 0.9160 0.03745 0.02686 -0.1341 0.5091 0.1394
2.000 0.9489 0.03687 0.02591 -0.1349 0.5006 0.1430
2.250 0.9679 0.03682 0.02571 -0.1336 0.4903 0.1444
2.500 0.9982 0.03638 0.02489 -0.1338 0.4823 0.1472
2.750 1.0166 0.03647 0.02495 -0.1326 0.4727 0.1503
3.000 1.0453 0.03651 0.02468 -0.1327 0.4649 0.1616
3.250 1.0654 0.03675 0.02491 -0.1319 0.4562 0.1693
3.500 1.0983 0.03673 0.02449 -0.1327 0.4492 0.1761
3.750 1.1170 0.03719 0.02495 -0.1317 0.4409 0.1852
4.000 1.1506 0.03717 0.02461 -0.1327 0.4348 0.1963
4.250 1.1670 0.03788 0.02527 -0.1314 0.4268 0.2004
4.500 1.1960 0.03808 0.02526 -0.1317 0.4208 0.2098
4.750 1.2173 0.03871 0.02579 -0.1311 0.4146 0.2175
5.000 1.2390 0.03932 0.02634 -0.1305 0.4085 0.2210
5.250 1.2704 0.03948 0.02632 -0.1312 0.4037 0.2256
5.500 1.2834 0.04049 0.02737 -0.1295 0.3978 0.2298
5.750 1.3022 0.04121 0.02811 -0.1286 0.3924 0.2377
6.000 1.3311 0.04147 0.02823 -0.1288 0.3882 0.2466
6.250 1.3410 0.04263 0.02949 -0.1267 0.3831 0.2503
6.500 1.3511 0.04378 0.03074 -0.1247 0.3783 0.2544
6.750 1.3726 0.04447 0.03142 -0.1241 0.3745 0.2605
7.000 1.4048 0.04471 0.03160 -0.1249 0.3714 0.2697
7.250 1.3929 0.04703 0.03415 -0.1203 0.3668 0.2738
7.500 1.3935 0.04883 0.03610 -0.1175 0.3624 0.2811
7.750 1.4111 0.04970 0.03704 -0.1166 0.3588 0.2945
8.000 1.4434 0.04979 0.03712 -0.1171 0.3558 0.3118
8.250 1.4102 0.05386 0.04148 -0.1116 0.3513 0.3101
8.500 1.3753 0.05879 0.04665 -0.1074 0.3465 0.3085
8.750 1.3757 0.06131 0.04929 -0.1059 0.3432 0.3174
9.000 1.4009 0.06171 0.04981 -0.1056 0.3409 0.3453
9.500 1.2308 0.08839 0.07685 -0.1036 0.3241 0.2959
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to RAF 19 AIRFOIL (raf19-il)