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

RAF 32 AIRFOIL (raf32-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: RAF 32 AIRFOIL (raf32-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 29.17 at α=10.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-raf32-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-raf32-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: RAF 32 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.500  -0.3828   0.12008   0.11363  -0.0231   1.0000   0.2598
  -8.250  -0.3641   0.11531   0.10885  -0.0211   1.0000   0.2675
  -8.000  -0.3839   0.11508   0.10874  -0.0190   1.0000   0.2751
  -7.750  -0.3913   0.11280   0.10653  -0.0171   1.0000   0.2796
  -7.500  -0.3887   0.11048   0.10423  -0.0149   1.0000   0.2891
  -7.250  -0.4301   0.11186   0.10580  -0.0119   1.0000   0.2932
  -7.000  -0.4038   0.10661   0.10050  -0.0106   1.0000   0.3011
  -6.750  -0.4313   0.10662   0.10064  -0.0075   1.0000   0.3086
  -6.500  -0.4386   0.10416   0.09825  -0.0053   1.0000   0.3135
  -6.250  -0.4444   0.10247   0.09660  -0.0025   1.0000   0.3237
  -6.000  -0.4937   0.10350   0.09781  -0.0008   1.0000   0.3272
  -5.750  -0.4682   0.09910   0.09337   0.0029   1.0000   0.3406
  -5.500  -0.4755   0.09669   0.09103   0.0049   1.0000   0.3487
  -5.250  -0.5061   0.09631   0.09075   0.0044   1.0000   0.3609
  -5.000  -0.4856   0.09223   0.08665   0.0088   1.0000   0.3693
  -4.750  -0.4758   0.06479   0.05817  -0.0430   1.0000   0.1961
  -4.500  -0.4609   0.06126   0.05459  -0.0433   1.0000   0.1939
  -4.250  -0.4387   0.05625   0.04923  -0.0472   1.0000   0.1917
  -4.000  -0.4118   0.05100   0.04347  -0.0519   1.0000   0.1889
  -3.750  -0.3850   0.04720   0.03909  -0.0553   1.0000   0.1922
  -3.500  -0.3570   0.04384   0.03501  -0.0580   1.0000   0.1949
  -3.250  -0.3362   0.04230   0.03333  -0.0581   1.0000   0.2000
  -3.000  -0.3141   0.04102   0.03176  -0.0584   1.0000   0.2073
  -2.750  -0.2890   0.03940   0.02960  -0.0592   1.0000   0.2131
  -2.500  -0.2693   0.03880   0.02900  -0.0587   1.0000   0.2219
  -2.250  -0.2472   0.03802   0.02798  -0.0587   1.0000   0.2322
  -2.000  -0.2241   0.03739   0.02703  -0.0587   1.0000   0.2438
  -1.750  -0.2034   0.03703   0.02665  -0.0583   1.0000   0.2588
  -1.500  -0.1829   0.03677   0.02641  -0.0579   1.0000   0.2798
  -1.250  -0.1616   0.03649   0.02611  -0.0574   1.0000   0.3104
  -1.000  -0.1406   0.03630   0.02613  -0.0568   1.0000   0.3619
  -0.750  -0.1199   0.03628   0.02645  -0.0559   1.0000   0.4352
  -0.500  -0.1014   0.03655   0.02696  -0.0546   1.0000   0.5020
  -0.250  -0.0838   0.03693   0.02751  -0.0532   1.0000   0.5644
   0.000  -0.0675   0.03729   0.02809  -0.0514   1.0000   0.6295
   0.250  -0.0523   0.03749   0.02862  -0.0492   1.0000   0.7077
   0.500  -0.0326   0.03665   0.02863  -0.0478   1.0000   0.8972
   0.750  -0.0053   0.03710   0.02851  -0.0516   1.0000   1.0000
   1.000   0.0185   0.03815   0.02915  -0.0531   1.0000   1.0000
   1.250   0.0393   0.03921   0.02991  -0.0538   1.0000   1.0000
   1.500   0.0588   0.04029   0.03075  -0.0542   1.0000   1.0000
   1.750   0.0777   0.04140   0.03165  -0.0545   1.0000   1.0000
   2.000   0.0960   0.04256   0.03263  -0.0548   1.0000   1.0000
   2.250   0.1140   0.04375   0.03367  -0.0549   1.0000   1.0000
   2.500   0.1316   0.04499   0.03477  -0.0551   1.0000   1.0000
   2.750   0.1489   0.04626   0.03592  -0.0553   1.0000   1.0000
   3.000   0.1760   0.04819   0.03774  -0.0574   0.9956   1.0000
   3.250   0.2046   0.05022   0.03966  -0.0598   0.9884   1.0000
   3.500   0.2345   0.05250   0.04185  -0.0623   0.9810   1.0000
   3.750   0.2688   0.05513   0.04439  -0.0657   0.9713   1.0000
   4.000   0.2892   0.05650   0.04573  -0.0667   0.9611   1.0000
   4.250   0.3124   0.05841   0.04761  -0.0682   0.9526   1.0000
   4.500   0.3476   0.06137   0.05052  -0.0716   0.9424   1.0000
   4.750   0.3674   0.06273   0.05190  -0.0725   0.9299   1.0000
   5.000   0.3855   0.06431   0.05349  -0.0731   0.9186   1.0000
   5.250   0.4088   0.06642   0.05560  -0.0745   0.9075   1.0000
   5.500   0.4364   0.06880   0.05800  -0.0765   0.8948   1.0000
   5.750   0.4633   0.07109   0.06032  -0.0784   0.8802   1.0000
   6.000   0.4853   0.07295   0.06223  -0.0794   0.8639   1.0000
   6.250   0.5053   0.07465   0.06398  -0.0800   0.8456   1.0000
   6.500   0.5490   0.07718   0.06658  -0.0832   0.8180   1.0000
   6.750   0.6618   0.07337   0.06286  -0.0864   0.7106   1.0000
   7.000   0.6969   0.07437   0.06396  -0.0873   0.6933   1.0000
   7.250   0.7250   0.07543   0.06513  -0.0875   0.6769   1.0000
   7.500   0.7437   0.07670   0.06652  -0.0869   0.6604   1.0000
   7.750   0.7624   0.07801   0.06794  -0.0864   0.6438   1.0000
   8.000   0.7823   0.07932   0.06938  -0.0859   0.6275   1.0000
   8.250   0.8005   0.08070   0.07088  -0.0854   0.6107   1.0000
   8.500   0.8189   0.08211   0.07244  -0.0848   0.5941   1.0000
   8.750   0.8366   0.08352   0.07399  -0.0841   0.5771   1.0000
   9.000   0.8544   0.08498   0.07559  -0.0834   0.5607   1.0000
   9.250   0.8723   0.08634   0.07713  -0.0826   0.5438   1.0000
   9.500   0.8907   0.08764   0.07859  -0.0818   0.5270   1.0000
   9.750   0.9676   0.08162   0.07292  -0.0796   0.5028   1.0000
  10.000   1.0776   0.06745   0.05929  -0.0741   0.4745   1.0000
  10.250   1.2298   0.04693   0.03947  -0.0687   0.4350   1.0000
  10.500   1.2560   0.04306   0.03518  -0.0630   0.3617   1.0000
  10.750   1.2446   0.04482   0.03626  -0.0579   0.2986   1.0000
  11.000   1.2389   0.04743   0.03821  -0.0541   0.2495   1.0000
  11.250   1.2517   0.04965   0.03979  -0.0520   0.2105   1.0000
  11.500   1.2685   0.05186   0.04189  -0.0505   0.1847   1.0000
  11.750   1.2993   0.05388   0.04375  -0.0500   0.1634   1.0000
  12.000   1.3278   0.05619   0.04606  -0.0497   0.1482   1.0000
  12.250   1.3633   0.05885   0.04874  -0.0501   0.1360   1.0000
  12.500   1.3750   0.06177   0.05196  -0.0487   0.1292   1.0000
  12.750   1.4026   0.06540   0.05572  -0.0488   0.1228   1.0000
  13.000   1.3939   0.06889   0.05962  -0.0461   0.1205   1.0000
  13.250   1.3854   0.07257   0.06365  -0.0439   0.1182   1.0000
  13.500   1.3795   0.07634   0.06768  -0.0421   0.1159   1.0000
  13.750   1.3889   0.08023   0.07169  -0.0413   0.1129   1.0000
  14.000   1.3929   0.08522   0.07680  -0.0407   0.1112   1.0000
  14.250   1.3700   0.08996   0.08184  -0.0390   0.1112   1.0000
  14.500   1.2609   0.09900   0.09163  -0.0390   0.1178   1.0000
  14.750   1.2162   0.10782   0.10070  -0.0416   0.1203   1.0000
  15.000   1.1784   0.11725   0.11027  -0.0454   0.1224   1.0000
  15.250   1.1487   0.12683   0.11993  -0.0497   0.1239   1.0000
<< Back to RAF 32 AIRFOIL (raf32-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to RAF 32 AIRFOIL (raf32-il)