RAF 69 AIRFOIL (raf69-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: RAF 69 AIRFOIL (raf69-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.71 at α=2.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-raf69-il-50000.txt Download as CSV file: xf-raf69-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: RAF 69 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.2417 0.12192 0.11360 -0.0279 1.0000 0.4262
-10.500 -0.2324 0.11989 0.11161 -0.0266 1.0000 0.4373
-10.250 -0.2547 0.11934 0.11116 -0.0241 1.0000 0.4442
-10.000 -0.2342 0.11657 0.10840 -0.0228 1.0000 0.4546
-9.750 -0.2792 0.11831 0.11028 -0.0181 1.0000 0.4622
-9.500 -0.2479 0.11421 0.10617 -0.0175 1.0000 0.4703
-9.250 -0.2768 0.11499 0.10705 -0.0132 1.0000 0.4811
-9.000 -0.2738 0.11261 0.10471 -0.0113 1.0000 0.4863
-8.750 -0.2722 0.11148 0.10361 -0.0090 1.0000 0.4965
-8.500 -0.3173 0.11237 0.10461 -0.0041 1.0000 0.5022
-8.250 -0.6701 0.07448 0.06689 -0.0133 1.0000 0.3442
-8.000 -0.7760 0.06656 0.05899 -0.0055 1.0000 0.3419
-7.750 -0.8635 0.05908 0.05129 0.0021 1.0000 0.3424
-7.500 -0.8873 0.05583 0.04789 0.0064 1.0000 0.3478
-7.250 -0.8629 0.05654 0.04871 0.0080 1.0000 0.3569
-7.000 -0.9038 0.05176 0.04354 0.0133 1.0000 0.3630
-6.750 -0.8808 0.05216 0.04409 0.0147 1.0000 0.3715
-6.500 -0.8896 0.04992 0.04165 0.0180 1.0000 0.3800
-6.250 -0.8857 0.04859 0.04024 0.0205 1.0000 0.3883
-6.000 -0.8774 0.04781 0.03941 0.0227 1.0000 0.3976
-5.750 -0.8766 0.04615 0.03759 0.0253 1.0000 0.4066
-5.500 -0.8634 0.04579 0.03725 0.0271 1.0000 0.4161
-5.250 -0.8600 0.04435 0.03564 0.0294 1.0000 0.4261
-5.000 -0.8466 0.04401 0.03532 0.0312 1.0000 0.4360
-4.750 -0.8396 0.04293 0.03411 0.0332 1.0000 0.4463
-4.500 -0.8274 0.04250 0.03367 0.0349 1.0000 0.4572
-4.250 -0.8167 0.04184 0.03297 0.0367 1.0000 0.4678
-4.000 -0.7793 0.04207 0.03307 0.0335 0.9882 0.4845
-3.750 -0.7425 0.04254 0.03348 0.0308 0.9764 0.5010
-3.500 -0.7089 0.04307 0.03410 0.0293 0.9661 0.5156
-3.250 -0.6829 0.04319 0.03422 0.0288 0.9559 0.5310
-3.000 -0.6507 0.04363 0.03462 0.0272 0.9450 0.5489
-2.750 -0.6338 0.04349 0.03445 0.0281 0.9368 0.5657
-2.500 -0.6047 0.04398 0.03494 0.0273 0.9262 0.5850
-2.250 -0.5852 0.04421 0.03517 0.0281 0.9173 0.6034
-2.000 -0.5572 0.04490 0.03590 0.0279 0.9071 0.6230
-1.750 -0.5375 0.04535 0.03642 0.0290 0.8985 0.6412
-1.500 -0.5107 0.04608 0.03716 0.0291 0.8880 0.6630
-1.250 -0.4960 0.04648 0.03761 0.0310 0.8804 0.6821
-1.000 -0.4655 0.04740 0.03852 0.0305 0.8700 0.7065
-0.750 -0.4595 0.04756 0.03870 0.0336 0.8634 0.7265
-0.500 -0.4143 0.04905 0.04021 0.0315 0.8511 0.7510
-0.250 -0.4133 0.04908 0.04027 0.0351 0.8457 0.7716
0.000 -0.3874 0.04987 0.04109 0.0353 0.8368 0.7950
0.250 -0.3534 0.05098 0.04219 0.0342 0.8261 0.8195
0.500 -0.3194 0.05210 0.04331 0.0325 0.8172 0.8434
0.750 -0.2660 0.05380 0.04498 0.0278 0.8037 0.8664
1.000 -0.1776 0.05631 0.04743 0.0175 0.7870 0.8866
1.250 -0.0570 0.05911 0.05014 0.0017 0.7694 0.9028
1.500 -0.0213 0.06048 0.05152 -0.0026 0.7583 0.9195
1.750 0.0570 0.06207 0.05305 -0.0126 0.7445 0.9374
2.000 0.1510 0.06320 0.05414 -0.0246 0.7307 0.9554
2.250 0.1821 0.06460 0.05557 -0.0293 0.7187 0.9723
2.500 0.2646 0.06548 0.05642 -0.0404 0.7053 0.9893
2.750 0.3115 0.06612 0.05706 -0.0465 0.6935 1.0000
3.000 0.3044 0.06665 0.05754 -0.0438 0.6863 1.0000
3.250 0.2719 0.06752 0.05837 -0.0385 0.6799 1.0000
3.500 0.2891 0.06747 0.05825 -0.0379 0.6715 1.0000
3.750 0.2583 0.06829 0.05903 -0.0325 0.6658 1.0000
4.000 0.2265 0.06899 0.05967 -0.0271 0.6616 1.0000
4.250 0.2146 0.06937 0.05999 -0.0233 0.6557 1.0000
4.500 0.2187 0.06980 0.06033 -0.0207 0.6474 1.0000
4.750 0.1915 0.07081 0.06125 -0.0158 0.6445 1.0000
5.000 0.1800 0.07207 0.06242 -0.0128 0.6408 1.0000
5.250 0.1503 0.07580 0.06612 -0.0111 0.6725 1.0000
5.500 0.1683 0.07823 0.06849 -0.0115 0.6701 1.0000
5.750 0.1863 0.07741 0.06757 -0.0090 0.6339 1.0000
6.000 0.1984 0.07966 0.06978 -0.0089 0.6319 1.0000
6.250 0.2212 0.08030 0.07035 -0.0079 0.6094 1.0000
6.500 0.2313 0.08309 0.07313 -0.0081 0.6112 1.0000
6.750 0.2537 0.08386 0.07385 -0.0073 0.5915 1.0000
7.000 0.1612 0.08925 0.07930 -0.0043 0.6636 1.0000
7.250 0.1972 0.09250 0.08253 -0.0061 0.6508 1.0000
7.500 0.1833 0.09307 0.08307 -0.0036 0.6433 1.0000
7.750 0.2177 0.09635 0.08634 -0.0053 0.6315 1.0000
8.000 0.2053 0.09706 0.08703 -0.0031 0.6229 1.0000
8.250 0.2402 0.10055 0.09052 -0.0049 0.6120 1.0000
8.500 0.2272 0.10133 0.09129 -0.0028 0.6037 1.0000
8.750 0.2639 0.10507 0.09504 -0.0046 0.5924 1.0000
9.000 0.2484 0.10566 0.09561 -0.0026 0.5838 1.0000
9.250 0.2863 0.10969 0.09966 -0.0044 0.5731 1.0000
9.500 0.2693 0.11013 0.10009 -0.0025 0.5638 1.0000
9.750 0.3072 0.11435 0.10433 -0.0043 0.5540 1.0000
10.000 0.2896 0.11480 0.10476 -0.0025 0.5448 1.0000
10.250 0.3287 0.11928 0.10928 -0.0043 0.5348 1.0000
10.500 0.3093 0.11959 0.10958 -0.0027 0.5258 1.0000
10.750 0.3438 0.12376 0.11377 -0.0041 0.5164 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to RAF 69 AIRFOIL (raf69-il)