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

Polar data table (+)

Polar graphs


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