Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to RAF 33 AIRFOIL (raf33-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to RAF 33 AIRFOIL (raf33-il)