RAF 33 AIRFOIL (raf33-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: RAF 33 AIRFOIL (raf33-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.61 at α=-5.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-raf33-il-50000.txt Download as CSV file: xf-raf33-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.3184 0.13392 0.12762 -0.0163 1.0000 0.1563
-11.250 -0.3251 0.13327 0.12707 -0.0195 1.0000 0.1607
-11.000 -0.3437 0.13440 0.12835 -0.0239 1.0000 0.1618
-10.750 -0.2958 0.12420 0.11811 -0.0217 1.0000 0.1704
-10.500 -0.2992 0.12289 0.11689 -0.0247 1.0000 0.1770
-10.250 -0.3210 0.12404 0.11822 -0.0294 1.0000 0.1788
-10.000 -0.2753 0.11513 0.10927 -0.0275 1.0000 0.1869
-9.750 -0.2798 0.11379 0.10803 -0.0300 1.0000 0.1937
-9.500 -0.3073 0.11514 0.10959 -0.0323 1.0000 0.1956
-9.250 -0.2865 0.10989 0.10438 -0.0293 1.0000 0.2001
-9.000 -0.3050 0.11014 0.10475 -0.0252 1.0000 0.2026
-8.750 -0.3255 0.11043 0.10513 -0.0217 1.0000 0.2052
-8.500 -0.3418 0.10996 0.10474 -0.0256 0.9918 0.2118
-8.250 -0.3046 0.10386 0.09858 -0.0287 0.9843 0.2214
-8.000 -0.3237 0.10321 0.09797 -0.0357 0.9722 0.2295
-7.750 -0.2898 0.09791 0.09262 -0.0383 0.9655 0.2451
-7.500 -0.2621 0.09335 0.08803 -0.0416 0.9582 0.2593
-7.250 -0.2448 0.08963 0.08429 -0.0449 0.9505 0.2728
-7.000 -0.2322 0.08630 0.08095 -0.0482 0.9426 0.2877
-6.750 -0.2295 0.08384 0.07850 -0.0497 0.9339 0.3020
-6.500 -0.2124 0.08074 0.07538 -0.0514 0.9267 0.3230
-6.250 -0.2135 0.07891 0.07356 -0.0506 0.9181 0.3418
-6.000 -0.1984 0.07606 0.07072 -0.0503 0.9113 0.3706
-5.750 -0.1950 0.07427 0.06895 -0.0477 0.9039 0.4023
-5.500 0.1416 0.05957 0.05372 -0.0595 0.9116 0.8433
-5.250 0.3115 0.04712 0.04094 -0.0912 0.9065 1.0000
-5.000 0.2963 0.04849 0.04236 -0.0862 0.8968 0.9838
-4.750 0.2241 0.05274 0.04676 -0.0707 0.8867 0.9051
-4.500 0.1296 0.05629 0.05050 -0.0570 0.8782 0.7983
-4.250 0.0680 0.05752 0.05190 -0.0493 0.8684 0.7435
-4.000 0.0090 0.05823 0.05275 -0.0422 0.8609 0.7064
-3.750 -0.0483 0.05919 0.05387 -0.0331 0.8528 0.6907
-3.500 -0.1131 0.05954 0.05437 -0.0236 0.8474 0.6735
-3.250 -0.1939 0.06116 0.05620 -0.0085 0.8423 0.6726
-3.000 -0.2546 0.06098 0.05615 0.0009 0.8393 0.6601
-2.750 -0.3049 0.06004 0.05526 0.0073 0.8381 0.6464
-2.500 -0.3305 0.05833 0.05351 0.0089 0.8369 0.6267
-2.250 -0.3354 0.05656 0.05145 0.0046 0.8359 0.5870
-2.000 -0.1988 0.05552 0.04722 -0.0294 0.8299 0.2077
-1.750 -0.1874 0.05478 0.04596 -0.0273 0.8283 0.1938
-1.500 -0.1762 0.05384 0.04484 -0.0256 0.8265 0.1879
-1.250 -0.1609 0.05346 0.04383 -0.0238 0.8260 0.1780
-1.000 -0.1476 0.05283 0.04303 -0.0225 0.8261 0.1759
-0.750 -0.1335 0.05248 0.04245 -0.0213 0.8272 0.1742
-0.500 -0.1360 0.05254 0.04237 -0.0183 0.8400 0.1742
0.750 0.2512 0.05007 0.04125 -0.0635 0.7683 1.0000
1.000 0.2541 0.05147 0.04234 -0.0611 0.7682 1.0000
1.250 0.2151 0.05330 0.04425 -0.0552 0.7960 1.0000
1.500 -0.0879 0.05238 0.04108 -0.0041 0.9442 0.1953
1.750 -0.0348 0.05393 0.04258 -0.0103 0.9279 0.2142
2.000 0.1156 0.05554 0.04666 -0.0369 0.9254 1.0000
2.250 0.1430 0.05723 0.04786 -0.0381 0.9030 1.0000
2.500 0.1699 0.05906 0.04939 -0.0393 0.8836 1.0000
2.750 0.1963 0.06104 0.05114 -0.0405 0.8662 1.0000
3.000 0.2209 0.06302 0.05293 -0.0414 0.8497 1.0000
3.250 0.2416 0.06479 0.05454 -0.0416 0.8342 1.0000
3.500 0.2608 0.06652 0.05614 -0.0416 0.8186 1.0000
3.750 0.2778 0.06818 0.05769 -0.0412 0.8035 1.0000
4.000 0.2931 0.06982 0.05923 -0.0407 0.7890 1.0000
4.250 0.3088 0.07160 0.06092 -0.0403 0.7753 1.0000
4.500 0.3286 0.07375 0.06299 -0.0405 0.7630 1.0000
4.750 0.3625 0.07692 0.06608 -0.0424 0.7502 1.0000
5.000 0.3684 0.07783 0.06693 -0.0406 0.7353 1.0000
5.250 0.3746 0.07913 0.06818 -0.0391 0.7217 1.0000
5.500 0.3860 0.08106 0.07007 -0.0384 0.7109 1.0000
5.750 0.4235 0.08473 0.07370 -0.0406 0.7001 1.0000
6.000 0.4197 0.08519 0.07413 -0.0380 0.6865 1.0000
6.250 0.4248 0.08690 0.07582 -0.0368 0.6761 1.0000
6.750 0.4524 0.09108 0.07996 -0.0361 0.6546 1.0000
7.000 0.4654 0.09356 0.08243 -0.0359 0.6468 1.0000
7.250 0.4792 0.09556 0.08443 -0.0356 0.6363 1.0000
7.500 0.4847 0.09775 0.08661 -0.0348 0.6295 1.0000
7.750 0.5020 0.10002 0.08889 -0.0348 0.6192 1.0000
8.000 0.5039 0.10197 0.09084 -0.0339 0.6120 1.0000
8.250 0.5202 0.10430 0.09319 -0.0339 0.6031 1.0000
8.500 0.5355 0.10750 0.09640 -0.0342 0.5991 1.0000
8.750 0.5320 0.10849 0.09741 -0.0327 0.5896 1.0000
9.000 0.5613 0.11241 0.10137 -0.0340 0.5844 1.0000
9.250 0.5489 0.11306 0.10202 -0.0321 0.5765 1.0000
9.500 0.5691 0.11595 0.10496 -0.0325 0.5697 1.0000
9.750 0.5811 0.11908 0.10812 -0.0327 0.5664 1.0000
10.000 0.5759 0.12000 0.10906 -0.0316 0.5584 1.0000
10.250 0.5960 0.12317 0.11230 -0.0321 0.5533 1.0000
10.500 0.6040 0.12599 0.11515 -0.0321 0.5498 1.0000
10.750 0.6030 0.12710 0.11631 -0.0313 0.5412 1.0000
11.000 0.6258 0.13074 0.12002 -0.0320 0.5365 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to RAF 33 AIRFOIL (raf33-il)