RAF 33 AIRFOIL (raf33-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: RAF 33 AIRFOIL (raf33-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 39.02 at α=11.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-raf33-il-100000.txt Download as CSV file: xf-raf33-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: RAF 33 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.2524 0.10931 0.10492 -0.0404 0.9257 0.0936
-10.000 -0.2603 0.10810 0.10365 -0.0488 0.9083 0.0959
-9.750 -0.2790 0.10705 0.10258 -0.0556 0.8916 0.0964
-9.500 -0.2343 0.09931 0.09475 -0.0502 0.8829 0.0987
-9.250 -0.2191 0.09623 0.09161 -0.0499 0.8717 0.1012
-9.000 -0.2119 0.09366 0.08901 -0.0506 0.8620 0.1047
-8.750 -0.2138 0.09144 0.08681 -0.0526 0.8517 0.1086
-8.500 -0.2388 0.09019 0.08562 -0.0573 0.8413 0.1110
-8.250 -0.2688 0.08993 0.08529 -0.0587 0.8322 0.1117
-8.000 -0.2353 0.08331 0.07873 -0.0576 0.8257 0.1142
-7.750 -0.2170 0.08041 0.07580 -0.0561 0.8189 0.1176
-7.500 -0.2174 0.07821 0.07359 -0.0560 0.8120 0.1207
-7.250 -0.2256 0.07633 0.07168 -0.0565 0.8046 0.1247
-7.000 -0.2595 0.07725 0.07225 -0.0589 0.7982 0.1284
-6.750 -0.2341 0.07117 0.06637 -0.0580 0.7917 0.1305
-6.500 -0.2200 0.06846 0.06367 -0.0565 0.7861 0.1336
-6.250 -0.2126 0.06635 0.06149 -0.0561 0.7806 0.1389
-6.000 -0.2171 0.06454 0.05942 -0.0571 0.7741 0.1464
-5.750 -0.2010 0.06153 0.05649 -0.0554 0.7690 0.1501
-5.500 -0.1998 0.06126 0.05584 -0.0552 0.7632 0.1626
-5.250 -0.1822 0.05741 0.05216 -0.0544 0.7573 0.1659
-4.750 -0.1593 0.05350 0.04802 -0.0521 0.7475 0.1832
-4.500 -0.1486 0.05245 0.04676 -0.0512 0.7411 0.1976
-4.250 -0.1324 0.04988 0.04424 -0.0497 0.7365 0.2035
-4.000 -0.1200 0.04826 0.04248 -0.0481 0.7322 0.2181
-3.750 -0.1067 0.04692 0.04110 -0.0471 0.7255 0.2345
-3.500 -0.0927 0.04529 0.03942 -0.0452 0.7207 0.2536
-3.250 -0.0812 0.04396 0.03795 -0.0425 0.7172 0.2832
-3.000 -0.0395 0.03831 0.03052 -0.0434 0.7111 0.1263
-2.750 -0.0177 0.03613 0.02769 -0.0414 0.7060 0.1112
-2.500 0.0054 0.03414 0.02550 -0.0402 0.7022 0.1089
-2.250 0.0276 0.03320 0.02430 -0.0392 0.6971 0.1092
-2.000 0.0495 0.03260 0.02346 -0.0384 0.6906 0.1101
-1.750 0.0760 0.03157 0.02216 -0.0376 0.6865 0.1105
-1.500 0.1050 0.03054 0.02083 -0.0367 0.6836 0.1114
-1.250 0.1261 0.03042 0.02071 -0.0369 0.6752 0.1130
-1.000 0.1537 0.02969 0.02000 -0.0368 0.6707 0.1189
-0.750 0.1837 0.02904 0.01923 -0.0363 0.6676 0.1264
-0.500 0.2042 0.02926 0.01956 -0.0364 0.6597 0.1322
-0.250 0.2303 0.02896 0.01927 -0.0360 0.6547 0.1440
0.000 0.2605 0.02812 0.01859 -0.0356 0.6515 0.1676
0.250 0.5007 0.02503 0.01751 -0.0746 0.6449 1.0000
0.500 0.5216 0.02551 0.01789 -0.0738 0.6389 1.0000
0.750 0.5441 0.02553 0.01775 -0.0723 0.6352 1.0000
1.000 0.5629 0.02643 0.01861 -0.0717 0.6284 1.0000
1.250 0.5827 0.02697 0.01910 -0.0708 0.6222 1.0000
1.500 0.6056 0.02693 0.01892 -0.0693 0.6186 1.0000
1.750 0.6217 0.02807 0.02008 -0.0686 0.6109 1.0000
2.000 0.6413 0.02851 0.02047 -0.0674 0.6050 1.0000
2.250 0.6656 0.02829 0.02013 -0.0658 0.6017 1.0000
2.500 0.6772 0.02983 0.02173 -0.0649 0.5925 1.0000
2.750 0.6990 0.02990 0.02175 -0.0635 0.5876 1.0000
3.000 0.7256 0.02943 0.02116 -0.0620 0.5847 1.0000
3.250 0.7315 0.03138 0.02322 -0.0607 0.5740 1.0000
3.500 0.7575 0.03095 0.02272 -0.0593 0.5702 1.0000
3.750 0.7815 0.03084 0.02255 -0.0579 0.5660 1.0000
4.000 0.7884 0.03241 0.02420 -0.0562 0.5558 1.0000
4.250 0.8186 0.03160 0.02331 -0.0550 0.5530 1.0000
4.500 0.8187 0.03380 0.02561 -0.0529 0.5420 1.0000
4.750 0.8476 0.03312 0.02490 -0.0517 0.5384 1.0000
5.000 0.8814 0.03207 0.02377 -0.0508 0.5360 1.0000
5.250 0.8759 0.03456 0.02640 -0.0482 0.5239 1.0000
5.500 0.9106 0.03344 0.02524 -0.0474 0.5213 1.0000
5.750 0.9034 0.03595 0.02786 -0.0445 0.5098 1.0000
6.000 0.9378 0.03488 0.02677 -0.0438 0.5067 1.0000
6.250 0.9765 0.03349 0.02533 -0.0434 0.5044 1.0000
6.500 0.9647 0.03619 0.02817 -0.0400 0.4921 1.0000
6.750 1.0052 0.03469 0.02666 -0.0398 0.4897 1.0000
7.000 0.9879 0.03775 0.02983 -0.0360 0.4776 1.0000
7.250 1.0302 0.03616 0.02824 -0.0359 0.4750 1.0000
7.500 1.0753 0.03443 0.02650 -0.0362 0.4727 1.0000
7.750 1.0540 0.03756 0.02977 -0.0319 0.4605 1.0000
8.000 1.1021 0.03565 0.02787 -0.0324 0.4580 1.0000
8.250 1.0690 0.03956 0.03190 -0.0273 0.4457 1.0000
8.500 1.1221 0.03735 0.02974 -0.0282 0.4434 1.0000
8.750 0.9279 0.05530 0.04756 -0.0175 0.4134 1.0000
9.000 0.9696 0.05308 0.04542 -0.0163 0.4125 1.0000
9.250 1.0247 0.04942 0.04188 -0.0152 0.4125 1.0000
9.500 1.1704 0.03938 0.03204 -0.0199 0.4144 1.0000
9.750 1.2495 0.03561 0.02827 -0.0231 0.4112 1.0000
10.000 1.1181 0.04576 0.03847 -0.0116 0.3980 1.0000
10.250 1.2593 0.03769 0.03056 -0.0180 0.3970 1.0000
10.500 1.0760 0.05420 0.04696 -0.0080 0.3808 1.0000
10.750 1.1630 0.04735 0.04029 -0.0074 0.3814 1.0000
11.000 1.2950 0.03907 0.03217 -0.0118 0.3770 1.0000
11.250 1.3650 0.03498 0.02802 -0.0139 0.3637 1.0000
11.500 1.3114 0.03935 0.03259 -0.0066 0.3606 1.0000
11.750 1.2849 0.04239 0.03571 -0.0030 0.3535 1.0000
12.000 1.1648 0.05762 0.05092 -0.0010 0.3487 1.0000
12.250 1.2423 0.04945 0.04290 0.0011 0.3387 1.0000
12.500 1.1695 0.06117 0.05463 0.0010 0.3342 1.0000
12.750 1.3435 0.04057 0.03394 0.0039 0.3055 1.0000
13.000 1.3284 0.04345 0.03695 0.0056 0.2975 1.0000
13.250 1.1506 0.06910 0.06276 0.0030 0.3057 1.0000
13.500 0.8558 0.12249 0.11565 -0.0150 0.2959 1.0000
13.750 0.9345 0.11308 0.10647 -0.0097 0.2889 1.0000
14.000 1.2858 0.05435 0.04812 0.0095 0.2508 1.0000
14.250 1.2692 0.05819 0.05201 0.0097 0.2362 1.0000
14.500 1.2506 0.06261 0.05646 0.0096 0.2189 1.0000
14.750 1.2283 0.06781 0.06160 0.0090 0.1974 1.0000
15.000 1.2045 0.07364 0.06737 0.0080 0.1733 1.0000
15.250 1.1778 0.08006 0.07357 0.0068 0.1419 1.0000
15.500 1.1552 0.08607 0.07930 0.0057 0.1209 1.0000
15.750 1.1321 0.09227 0.08519 0.0045 0.1058 1.0000
16.000 1.1176 0.09713 0.08976 0.0039 0.0952 1.0000
16.250 1.1186 0.09908 0.09143 0.0050 0.0829 1.0000
16.500 1.1298 0.09960 0.09182 0.0068 0.0736 1.0000
16.750 1.1459 0.09971 0.09195 0.0087 0.0675 1.0000
17.000 1.1845 0.09618 0.08810 0.0132 0.0607 1.0000
17.250 1.1886 0.09884 0.09099 0.0133 0.0587 1.0000
17.500 1.1942 0.10126 0.09356 0.0134 0.0564 1.0000
17.750 1.2031 0.10310 0.09546 0.0139 0.0539 1.0000
18.000 1.2325 0.10243 0.09468 0.0166 0.0513 1.0000
18.250 1.2296 0.10625 0.09876 0.0159 0.0508 1.0000
18.500 1.2221 0.11079 0.10355 0.0147 0.0504 1.0000
18.750 1.2116 0.11584 0.10885 0.0131 0.0500 1.0000
19.000 1.1983 0.12146 0.11471 0.0109 0.0498 1.0000
19.250 1.1811 0.12785 0.12134 0.0080 0.0497 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to RAF 33 AIRFOIL (raf33-il)