RAF 32 MOD AIRFOIL (raf32md-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: RAF 32 MOD AIRFOIL (raf32md-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 38.01 at α=7.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-raf32md-il-50000.txt Download as CSV file: xf-raf32md-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: RAF 32 MOD 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.3854 0.10572 0.09918 -0.0262 1.0000 0.2593
-7.750 -0.3628 0.10056 0.09397 -0.0245 1.0000 0.2690
-7.500 -0.3989 0.10177 0.09541 -0.0215 1.0000 0.2743
-7.250 -0.3786 0.09710 0.09070 -0.0198 1.0000 0.2855
-7.000 -0.4171 0.09819 0.09201 -0.0158 1.0000 0.2893
-6.750 -0.4049 0.09447 0.08830 -0.0136 1.0000 0.3025
-6.500 -0.4056 0.09189 0.08578 -0.0108 1.0000 0.3126
-6.250 -0.4383 0.09215 0.08622 -0.0078 1.0000 0.3196
-6.000 -0.4319 0.08904 0.08314 -0.0049 1.0000 0.3325
-5.750 -0.4345 0.08656 0.08073 -0.0023 1.0000 0.3430
-5.500 -0.4462 0.08468 0.07894 -0.0003 1.0000 0.3546
-5.250 -0.4571 0.08288 0.07723 0.0013 1.0000 0.3679
-4.500 -0.3929 0.04969 0.04235 -0.0516 1.0000 0.1570
-4.250 -0.3693 0.04568 0.03800 -0.0533 1.0000 0.1518
-4.000 -0.3430 0.04187 0.03366 -0.0556 1.0000 0.1513
-3.750 -0.3161 0.03862 0.02982 -0.0572 1.0000 0.1512
-3.500 -0.2894 0.03592 0.02655 -0.0581 1.0000 0.1511
-3.250 -0.2633 0.03380 0.02389 -0.0585 1.0000 0.1532
-3.000 -0.2399 0.03230 0.02210 -0.0584 1.0000 0.1599
-2.750 -0.2164 0.03116 0.02065 -0.0580 1.0000 0.1690
-2.500 -0.1932 0.03003 0.01944 -0.0576 1.0000 0.1783
-2.250 -0.1704 0.02909 0.01840 -0.0569 1.0000 0.1928
-2.000 -0.1483 0.02835 0.01773 -0.0562 1.0000 0.2230
-1.750 -0.1227 0.02750 0.01724 -0.0558 1.0000 0.3101
-1.500 -0.1003 0.02660 0.01712 -0.0548 1.0000 0.4606
-1.250 -0.0873 0.02653 0.01768 -0.0516 1.0000 0.5956
-1.000 -0.0757 0.02603 0.01774 -0.0475 1.0000 0.7250
-0.750 -0.0531 0.02491 0.01694 -0.0476 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0258 0.02552 0.01695 -0.0495 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0032 0.02615 0.01718 -0.0500 1.0000 1.0000
0.000 0.0179 0.02682 0.01753 -0.0503 1.0000 1.0000
0.250 0.0382 0.02752 0.01795 -0.0504 1.0000 1.0000
0.500 0.0581 0.02826 0.01845 -0.0504 1.0000 1.0000
0.750 0.0775 0.02904 0.01903 -0.0504 1.0000 1.0000
1.000 0.0983 0.02990 0.01970 -0.0507 0.9991 1.0000
1.250 0.1419 0.03149 0.02107 -0.0553 0.9873 1.0000
1.500 0.1798 0.03287 0.02229 -0.0588 0.9763 1.0000
1.750 0.2161 0.03420 0.02347 -0.0618 0.9652 1.0000
2.000 0.2528 0.03556 0.02473 -0.0649 0.9544 1.0000
2.250 0.2885 0.03686 0.02594 -0.0677 0.9434 1.0000
2.500 0.3150 0.03790 0.02693 -0.0690 0.9323 1.0000
2.750 0.3442 0.03907 0.02806 -0.0706 0.9212 1.0000
3.000 0.3763 0.04033 0.02929 -0.0727 0.9102 1.0000
3.250 0.4132 0.04168 0.03065 -0.0754 0.8990 1.0000
3.500 0.4342 0.04270 0.03168 -0.0757 0.8873 1.0000
3.750 0.4588 0.04387 0.03287 -0.0765 0.8756 1.0000
4.000 0.4863 0.04508 0.03413 -0.0776 0.8634 1.0000
4.250 0.5160 0.04635 0.03546 -0.0791 0.8515 1.0000
4.500 0.5487 0.04760 0.03679 -0.0808 0.8391 1.0000
4.750 0.5792 0.04880 0.03808 -0.0822 0.8261 1.0000
5.000 0.6012 0.04998 0.03939 -0.0824 0.8125 1.0000
5.250 0.6270 0.05116 0.04068 -0.0830 0.7982 1.0000
5.500 0.6551 0.05228 0.04193 -0.0837 0.7832 1.0000
5.750 0.6881 0.05324 0.04305 -0.0848 0.7673 1.0000
6.000 0.7133 0.05418 0.04418 -0.0847 0.7497 1.0000
6.250 0.7365 0.05502 0.04519 -0.0843 0.7300 1.0000
6.500 0.7809 0.05496 0.04539 -0.0853 0.7098 1.0000
6.750 0.8108 0.05529 0.04598 -0.0849 0.6893 1.0000
7.000 0.8455 0.05519 0.04617 -0.0845 0.6679 1.0000
7.250 0.8916 0.05390 0.04524 -0.0841 0.6448 1.0000
7.500 1.0891 0.03392 0.02654 -0.0832 0.5819 1.0000
7.750 1.1218 0.02951 0.02222 -0.0765 0.5004 1.0000
8.000 1.1082 0.02960 0.02140 -0.0670 0.3693 1.0000
8.250 1.0915 0.03241 0.02295 -0.0601 0.2717 1.0000
8.500 1.0944 0.03533 0.02511 -0.0566 0.2151 1.0000
8.750 1.1228 0.03812 0.02744 -0.0562 0.1715 1.0000
9.000 1.1833 0.04183 0.03077 -0.0602 0.1370 1.0000
9.250 1.2250 0.04533 0.03442 -0.0617 0.1223 1.0000
9.500 1.2529 0.04845 0.03773 -0.0616 0.1126 1.0000
9.750 1.2721 0.05213 0.04185 -0.0603 0.1076 1.0000
10.000 1.2848 0.05585 0.04611 -0.0581 0.1054 1.0000
10.250 1.2918 0.05949 0.05019 -0.0557 0.1032 1.0000
10.500 1.2998 0.06309 0.05405 -0.0536 0.1004 1.0000
10.750 1.3165 0.06825 0.05921 -0.0534 0.0974 1.0000
11.000 1.3118 0.07236 0.06372 -0.0503 0.0974 1.0000
11.250 1.2970 0.07565 0.06750 -0.0463 0.0982 1.0000
11.500 1.2553 0.07819 0.07052 -0.0402 0.0999 1.0000
11.750 1.2179 0.08219 0.07487 -0.0365 0.1016 1.0000
12.000 1.1825 0.08720 0.08015 -0.0349 0.1035 1.0000
12.250 1.1481 0.09314 0.08630 -0.0350 0.1057 1.0000
12.500 1.1192 0.09972 0.09301 -0.0365 0.1076 1.0000
12.750 1.0976 0.10665 0.10003 -0.0386 0.1092 1.0000
13.000 1.0847 0.11357 0.10700 -0.0407 0.1103 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to RAF 32 MOD AIRFOIL (raf32md-il)