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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to RAF 32 AIRFOIL (raf32-il)