RAF 32 AIRFOIL (raf32-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: RAF 32 AIRFOIL (raf32-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 25.64 at α=10° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-raf32-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-raf32-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.3964 0.11201 0.10540 -0.0422 1.0000 0.0687
-9.250 -0.4090 0.10913 0.10262 -0.0415 1.0000 0.0689
-9.000 -0.4256 0.10600 0.09959 -0.0410 1.0000 0.0693
-8.750 -0.4290 0.10119 0.09482 -0.0444 0.9959 0.0695
-8.500 -0.4113 0.09902 0.09262 -0.0454 0.9912 0.0724
-8.250 -0.4085 0.09445 0.08806 -0.0495 0.9850 0.0731
-8.000 -0.4092 0.09008 0.08370 -0.0531 0.9776 0.0740
-7.750 -0.4089 0.08495 0.07859 -0.0580 0.9696 0.0753
-7.500 -0.4089 0.07797 0.07157 -0.0657 0.9611 0.0769
-7.250 -0.4116 0.06775 0.06117 -0.0767 0.9520 0.0780
-7.000 -0.4092 0.05825 0.05116 -0.0863 0.9440 0.0799
-6.750 -0.4008 0.05111 0.04324 -0.0920 0.9363 0.0835
-6.500 -0.3746 0.04970 0.04181 -0.0932 0.9316 0.0879
-6.250 -0.3550 0.04636 0.03796 -0.0953 0.9253 0.0929
-6.000 -0.3300 0.04291 0.03382 -0.0979 0.9200 0.0984
-5.750 -0.2988 0.04145 0.03221 -0.0998 0.9162 0.1040
-5.500 -0.2792 0.03971 0.02998 -0.0998 0.9093 0.1101
-5.250 -0.2499 0.03802 0.02796 -0.1011 0.9046 0.1149
-5.000 -0.2182 0.03704 0.02680 -0.1026 0.9008 0.1222
-4.750 -0.1975 0.03596 0.02530 -0.1020 0.8939 0.1272
-4.500 -0.1676 0.03494 0.02414 -0.1029 0.8893 0.1317
-4.250 -0.1335 0.03420 0.02324 -0.1044 0.8858 0.1399
-4.000 -0.1154 0.03372 0.02257 -0.1032 0.8785 0.1469
-3.750 -0.0864 0.03316 0.02196 -0.1037 0.8736 0.1552
-3.500 -0.0517 0.03253 0.02118 -0.1052 0.8701 0.1654
-3.250 -0.0333 0.03229 0.02085 -0.1039 0.8629 0.1764
-3.000 -0.0048 0.03195 0.02053 -0.1044 0.8578 0.1964
-2.750 0.0296 0.03160 0.02025 -0.1059 0.8542 0.2299
-2.500 0.0492 0.03158 0.02025 -0.1049 0.8470 0.2627
-2.250 0.0770 0.03149 0.02019 -0.1053 0.8417 0.3036
-2.000 0.1104 0.03136 0.02011 -0.1064 0.8379 0.3509
-1.750 0.1283 0.03156 0.02037 -0.1051 0.8306 0.3890
-1.500 0.1543 0.03160 0.02055 -0.1050 0.8251 0.4369
-1.250 0.1863 0.03153 0.02062 -0.1055 0.8214 0.4904
-1.000 0.2019 0.03182 0.02097 -0.1037 0.8135 0.5279
-0.750 0.2290 0.03182 0.02104 -0.1035 0.8082 0.5705
-0.500 0.2619 0.03162 0.02094 -0.1041 0.8048 0.6220
-0.250 0.2739 0.03192 0.02137 -0.1016 0.7961 0.6683
0.000 0.3003 0.03170 0.02134 -0.1009 0.7914 0.7412
0.250 0.3448 0.03108 0.02097 -0.1034 0.7882 1.0000
0.500 0.3573 0.03184 0.02152 -0.1019 0.7783 1.0000
0.750 0.3926 0.03204 0.02148 -0.1034 0.7741 1.0000
1.000 0.4097 0.03271 0.02199 -0.1024 0.7658 1.0000
1.250 0.4389 0.03305 0.02216 -0.1029 0.7602 1.0000
1.500 0.4757 0.03314 0.02210 -0.1044 0.7568 1.0000
1.750 0.4848 0.03411 0.02299 -0.1022 0.7466 1.0000
2.000 0.5188 0.03426 0.02303 -0.1032 0.7425 1.0000
2.250 0.5317 0.03516 0.02387 -0.1016 0.7333 1.0000
2.500 0.5616 0.03545 0.02409 -0.1020 0.7282 1.0000
3.000 0.6043 0.03668 0.02523 -0.1008 0.7139 1.0000
3.250 0.6391 0.03674 0.02527 -0.1017 0.7103 1.0000
3.500 0.6471 0.03795 0.02647 -0.0996 0.6996 1.0000
3.750 0.6799 0.03806 0.02659 -0.1003 0.6954 1.0000
4.000 0.6898 0.03925 0.02779 -0.0984 0.6853 1.0000
4.250 0.7206 0.03943 0.02799 -0.0988 0.6804 1.0000
4.500 0.7327 0.04058 0.02918 -0.0973 0.6711 1.0000
4.750 0.7608 0.04086 0.02950 -0.0973 0.6653 1.0000
5.250 0.8008 0.04231 0.03108 -0.0957 0.6499 1.0000
5.500 0.8270 0.04266 0.03150 -0.0954 0.6439 1.0000
5.750 0.8414 0.04368 0.03261 -0.0941 0.6340 1.0000
6.000 0.8722 0.04361 0.03263 -0.0941 0.6285 1.0000
6.250 0.8858 0.04454 0.03365 -0.0925 0.6173 1.0000
6.750 0.9364 0.04452 0.03386 -0.0908 0.5998 1.0000
7.000 0.9462 0.04567 0.03512 -0.0889 0.5871 1.0000
7.250 0.9861 0.04454 0.03416 -0.0890 0.5825 1.0000
7.500 0.9917 0.04603 0.03577 -0.0869 0.5690 1.0000
8.000 1.0390 0.04620 0.03626 -0.0849 0.5511 1.0000
8.250 1.0462 0.04756 0.03778 -0.0830 0.5376 1.0000
8.500 1.0583 0.04854 0.03892 -0.0813 0.5252 1.0000
8.750 1.0987 0.04698 0.03759 -0.0809 0.5187 1.0000
9.000 1.1092 0.04786 0.03866 -0.0790 0.5044 1.0000
9.250 1.1293 0.04751 0.03848 -0.0771 0.4890 1.0000
9.500 1.1531 0.04631 0.03740 -0.0748 0.4692 1.0000
9.750 1.1605 0.04682 0.03802 -0.0722 0.4456 1.0000
10.000 1.1819 0.04609 0.03738 -0.0700 0.4219 1.0000
10.250 1.1888 0.04725 0.03865 -0.0680 0.3995 1.0000
10.500 1.2050 0.04745 0.03889 -0.0660 0.3752 1.0000
10.750 1.2086 0.04897 0.04048 -0.0639 0.3479 1.0000
11.000 1.2131 0.05039 0.04187 -0.0619 0.3173 1.0000
11.250 1.2159 0.05203 0.04340 -0.0598 0.2850 1.0000
11.500 1.2143 0.05424 0.04539 -0.0577 0.2526 1.0000
11.750 1.2087 0.05708 0.04802 -0.0560 0.2222 1.0000
12.000 1.2022 0.06028 0.05108 -0.0547 0.1945 1.0000
12.250 1.1962 0.06365 0.05431 -0.0536 0.1703 1.0000
12.500 1.1917 0.06700 0.05758 -0.0528 0.1502 1.0000
12.750 1.1878 0.07040 0.06089 -0.0521 0.1337 1.0000
13.000 1.1854 0.07373 0.06415 -0.0516 0.1207 1.0000
13.250 1.1830 0.07710 0.06742 -0.0511 0.1098 1.0000
13.500 1.1833 0.08024 0.07058 -0.0507 0.1003 1.0000
13.750 1.1849 0.08330 0.07368 -0.0503 0.0916 1.0000
14.000 1.1872 0.08617 0.07648 -0.0499 0.0850 1.0000
14.250 1.1922 0.08896 0.07947 -0.0495 0.0782 1.0000
14.500 1.1986 0.09141 0.08187 -0.0489 0.0729 1.0000
14.750 1.2047 0.09421 0.08494 -0.0486 0.0678 1.0000
15.000 1.2142 0.09627 0.08695 -0.0480 0.0636 1.0000
15.250 1.2197 0.09942 0.09041 -0.0479 0.0601 1.0000
15.500 1.2229 0.10282 0.09407 -0.0481 0.0571 1.0000
15.750 1.2272 0.10585 0.09721 -0.0483 0.0545 1.0000
16.000 1.2342 0.10866 0.10007 -0.0483 0.0523 1.0000
16.250 1.2258 0.11407 0.10590 -0.0500 0.0513 1.0000
16.500 1.2143 0.12013 0.11228 -0.0523 0.0504 1.0000
16.750 1.1997 0.12695 0.11940 -0.0554 0.0497 1.0000
17.000 1.1822 0.13467 0.12734 -0.0595 0.0494 1.0000
17.250 1.1606 0.14380 0.13672 -0.0648 0.0494 1.0000
17.500 1.1336 0.15516 0.14829 -0.0718 0.0498 1.0000
17.750 1.1046 0.16862 0.16187 -0.0803 0.0504 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to RAF 32 AIRFOIL (raf32-il)