RAF 34 AIRFOIL (raf34-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: RAF 34 AIRFOIL (raf34-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 25.71 at α=10.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-raf34-il-50000.txt Download as CSV file: xf-raf34-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: RAF 34 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.4380 0.12082 0.11354 -0.0028 1.0000 0.2778
-10.250 -0.4303 0.11709 0.10983 -0.0030 1.0000 0.2866
-10.000 -0.4576 0.11680 0.10969 -0.0045 1.0000 0.2974
-9.750 -0.4304 0.11186 0.10470 -0.0035 1.0000 0.3121
-9.500 -0.4129 0.10761 0.10045 -0.0031 1.0000 0.3239
-9.250 -0.4109 0.10445 0.09735 -0.0033 1.0000 0.3349
-8.750 -0.4270 0.10026 0.09335 -0.0031 1.0000 0.3628
-8.500 -0.3953 0.09533 0.08835 -0.0026 1.0000 0.3748
-8.250 -0.3867 0.09214 0.08520 -0.0021 1.0000 0.3893
-8.000 -0.3819 0.08934 0.08247 -0.0014 1.0000 0.4069
-7.750 -0.3754 0.08635 0.07952 -0.0007 1.0000 0.4228
-7.500 -0.3682 0.08309 0.07632 -0.0003 1.0000 0.4347
-7.250 -0.5947 0.05954 0.05237 -0.0253 1.0000 0.1709
-7.000 -0.5854 0.05599 0.04883 -0.0237 1.0000 0.1659
-6.750 -0.5930 0.05255 0.04521 -0.0207 1.0000 0.1606
-6.500 -0.6149 0.04969 0.04169 -0.0153 1.0000 0.1539
-6.250 -0.6154 0.04734 0.03923 -0.0119 1.0000 0.1527
-6.000 -0.6169 0.04518 0.03684 -0.0084 1.0000 0.1522
-5.750 -0.6167 0.04312 0.03446 -0.0050 1.0000 0.1524
-5.500 -0.6137 0.04120 0.03215 -0.0019 1.0000 0.1532
-5.250 -0.6070 0.03934 0.02990 0.0008 1.0000 0.1540
-5.000 -0.5973 0.03754 0.02772 0.0032 1.0000 0.1547
-4.750 -0.5838 0.03559 0.02563 0.0049 1.0000 0.1565
-4.500 -0.5685 0.03409 0.02399 0.0064 1.0000 0.1593
-4.250 -0.5526 0.03285 0.02256 0.0079 1.0000 0.1644
-4.000 -0.5361 0.03172 0.02106 0.0095 1.0000 0.1708
-3.750 -0.5177 0.03058 0.01997 0.0105 1.0000 0.1795
-3.500 -0.4975 0.02948 0.01874 0.0115 1.0000 0.1892
-3.250 -0.4768 0.02848 0.01781 0.0124 1.0000 0.2061
-3.000 -0.4552 0.02752 0.01701 0.0130 0.9999 0.2374
-2.750 -0.1357 0.02673 0.01897 -0.0265 1.0000 1.0000
-2.500 -0.1489 0.02665 0.01877 -0.0229 1.0000 1.0000
-2.250 -0.1054 0.02671 0.01848 -0.0285 0.9874 1.0000
-2.000 -0.0593 0.02687 0.01833 -0.0341 0.9738 1.0000
-1.750 -0.0156 0.02707 0.01825 -0.0390 0.9602 1.0000
-1.500 0.0249 0.02730 0.01826 -0.0431 0.9471 1.0000
-1.250 0.0665 0.02757 0.01833 -0.0471 0.9343 1.0000
-1.000 0.1142 0.02784 0.01841 -0.0520 0.9224 1.0000
-0.750 0.1532 0.02813 0.01856 -0.0552 0.9094 1.0000
-0.500 0.1836 0.02852 0.01884 -0.0569 0.8962 1.0000
-0.250 0.2156 0.02893 0.01915 -0.0586 0.8833 1.0000
0.000 0.2525 0.02933 0.01945 -0.0611 0.8712 1.0000
0.250 0.3002 0.02955 0.01959 -0.0649 0.8598 1.0000
0.500 0.3161 0.03019 0.02018 -0.0637 0.8462 1.0000
0.750 0.3292 0.03093 0.02087 -0.0620 0.8329 1.0000
1.000 0.3454 0.03166 0.02155 -0.0607 0.8201 1.0000
1.250 0.3697 0.03227 0.02212 -0.0605 0.8081 1.0000
1.500 0.4026 0.03268 0.02252 -0.0614 0.7968 1.0000
1.750 0.4050 0.03375 0.02355 -0.0580 0.7834 1.0000
2.000 0.4116 0.03478 0.02455 -0.0553 0.7709 1.0000
2.250 0.4288 0.03562 0.02537 -0.0540 0.7593 1.0000
2.500 0.4616 0.03605 0.02582 -0.0545 0.7484 1.0000
2.750 0.4563 0.03751 0.02725 -0.0504 0.7357 1.0000
3.000 0.4609 0.03877 0.02848 -0.0476 0.7238 1.0000
3.250 0.4892 0.03941 0.02915 -0.0475 0.7134 1.0000
3.500 0.4972 0.04062 0.03036 -0.0452 0.7016 1.0000
3.750 0.4925 0.04229 0.03200 -0.0415 0.6899 1.0000
4.000 0.5123 0.04330 0.03305 -0.0406 0.6797 1.0000
4.250 0.5297 0.04434 0.03412 -0.0393 0.6687 1.0000
4.500 0.5122 0.04648 0.03621 -0.0346 0.6578 1.0000
4.750 0.5343 0.04756 0.03734 -0.0340 0.6477 1.0000
5.000 0.5419 0.04903 0.03884 -0.0319 0.6372 1.0000
5.250 0.5294 0.05123 0.04100 -0.0283 0.6273 1.0000
5.500 0.5609 0.05209 0.04196 -0.0284 0.6168 1.0000
5.750 0.5510 0.05429 0.04414 -0.0253 0.6065 1.0000
6.000 0.5526 0.05626 0.04613 -0.0233 0.5965 1.0000
6.250 0.5774 0.05722 0.04720 -0.0226 0.5837 1.0000
6.500 0.5997 0.05796 0.04802 -0.0214 0.5683 1.0000
6.750 0.6148 0.05874 0.04888 -0.0194 0.5510 1.0000
7.000 0.6323 0.05941 0.04963 -0.0175 0.5340 1.0000
7.250 0.6509 0.06011 0.05045 -0.0158 0.5179 1.0000
7.500 0.6712 0.06087 0.05132 -0.0143 0.5036 1.0000
7.750 0.6934 0.06147 0.05206 -0.0128 0.4891 1.0000
8.000 0.7157 0.06199 0.05273 -0.0111 0.4744 1.0000
8.250 0.7323 0.06280 0.05367 -0.0093 0.4590 1.0000
8.500 0.7417 0.06418 0.05514 -0.0073 0.4429 1.0000
8.750 0.7539 0.06543 0.05650 -0.0055 0.4275 1.0000
9.000 0.9576 0.04721 0.03912 -0.0032 0.3991 1.0000
9.250 0.7992 0.06605 0.05747 -0.0015 0.3980 1.0000
9.500 0.8189 0.06622 0.05778 0.0009 0.3827 1.0000
9.750 0.7252 0.08022 0.07139 -0.0027 0.3747 1.0000
10.000 0.7327 0.08289 0.07416 -0.0020 0.3640 1.0000
10.250 0.7441 0.08439 0.07578 -0.0006 0.3489 1.0000
10.500 1.0617 0.04130 0.03203 0.0181 0.1993 1.0000
10.750 1.0605 0.04338 0.03403 0.0214 0.1800 1.0000
11.000 1.0677 0.04549 0.03602 0.0237 0.1639 1.0000
11.250 1.0777 0.04799 0.03855 0.0254 0.1518 1.0000
11.500 1.0912 0.05057 0.04112 0.0267 0.1417 1.0000
11.750 1.0957 0.05324 0.04393 0.0286 0.1347 1.0000
12.000 1.1038 0.05651 0.04730 0.0299 0.1293 1.0000
12.250 1.0864 0.05980 0.05090 0.0324 0.1276 1.0000
12.500 1.0667 0.06359 0.05496 0.0341 0.1260 1.0000
12.750 1.0436 0.06800 0.05962 0.0347 0.1253 1.0000
13.000 1.0126 0.07357 0.06543 0.0342 0.1259 1.0000
13.250 0.9760 0.08066 0.07271 0.0321 0.1278 1.0000
13.500 0.9396 0.08887 0.08105 0.0288 0.1297 1.0000
13.750 0.9072 0.09782 0.09005 0.0249 0.1310 1.0000
14.000 0.7235 0.14284 0.13464 -0.0043 0.1701 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to RAF 34 AIRFOIL (raf34-il)