RAF 89 AIRFOIL (raf89-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: RAF 89 AIRFOIL (raf89-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 1.64 at α=11.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-raf89-il-50000.txt Download as CSV file: xf-raf89-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: RAF 89 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.3125 0.14147 0.13385 0.0014 1.0000 0.4877
-8.750 -0.2942 0.13951 0.13189 0.0019 1.0000 0.4969
-8.500 -0.3342 0.14039 0.13281 0.0056 1.0000 0.5062
-8.250 -0.2792 0.13576 0.12812 0.0008 0.9955 0.5158
-8.000 -0.3066 0.13603 0.12838 0.0020 0.9921 0.5268
-7.750 -0.2426 0.13096 0.12322 -0.0048 0.9836 0.5369
-7.500 -0.2790 0.13201 0.12426 -0.0020 0.9802 0.5473
-6.750 -0.3245 0.11628 0.10832 -0.0078 0.9668 0.4848
-6.500 -0.2998 0.11294 0.10491 -0.0118 0.9602 0.4821
-6.250 -0.3009 0.10993 0.10186 -0.0124 0.9545 0.4795
-6.000 -0.3127 0.10677 0.09867 -0.0121 0.9489 0.4772
-5.750 -0.3237 0.10361 0.09547 -0.0122 0.9440 0.4783
-5.250 -0.3811 0.09637 0.08817 -0.0086 0.9368 0.4819
-5.000 -0.4657 0.08970 0.08149 -0.0026 0.9397 0.4844
-4.750 -0.6427 0.08598 0.07814 0.0280 1.0000 0.4741
-4.500 -0.8794 0.06365 0.05542 0.0466 1.0000 0.4835
-4.250 -0.8631 0.06404 0.05586 0.0480 1.0000 0.4899
-4.000 -0.8532 0.06392 0.05574 0.0499 1.0000 0.4971
-3.750 -0.8901 0.05889 0.05046 0.0553 1.0000 0.5074
-3.500 -0.8637 0.06043 0.05211 0.0559 1.0000 0.5135
-3.250 -0.8796 0.05757 0.04906 0.0597 1.0000 0.5242
-3.000 -0.8669 0.05765 0.04918 0.0612 1.0000 0.5314
-2.750 -0.8584 0.05736 0.04887 0.0631 1.0000 0.5401
-2.500 -0.8626 0.05566 0.04703 0.0659 1.0000 0.5505
-2.250 -0.8407 0.05659 0.04802 0.0661 0.9980 0.5592
-2.000 -0.8239 0.05660 0.04788 0.0653 0.9900 0.5724
-1.750 -0.7908 0.05815 0.04949 0.0634 0.9791 0.5831
-1.500 -0.7774 0.05801 0.04923 0.0638 0.9704 0.5960
-1.250 -0.7420 0.06014 0.05136 0.0612 0.9586 0.6094
-1.000 -0.7307 0.05949 0.05069 0.0626 0.9469 0.6209
-0.750 -0.7087 0.06067 0.05180 0.0620 0.9385 0.6362
-0.500 -0.6840 0.06126 0.05246 0.0618 0.9240 0.6475
-0.250 -0.6750 0.06131 0.05242 0.0633 0.9160 0.6634
0.000 -0.6428 0.06283 0.05403 0.0621 0.9019 0.6764
0.250 -0.6322 0.06308 0.05425 0.0637 0.8938 0.6911
0.500 -0.6153 0.06350 0.05461 0.0645 0.8799 0.7095
0.750 -0.5904 0.06505 0.05625 0.0643 0.8720 0.7225
1.000 -0.5717 0.06547 0.05667 0.0650 0.8581 0.7396
1.250 -0.5488 0.06736 0.05853 0.0649 0.8516 0.7592
1.500 -0.5370 0.06694 0.05815 0.0667 0.8369 0.7750
1.750 -0.4850 0.07114 0.06236 0.0619 0.8292 0.7944
2.000 -0.4930 0.06914 0.06038 0.0662 0.8176 0.8098
2.250 -0.4442 0.07240 0.06363 0.0619 0.8071 0.8301
2.500 -0.4225 0.07321 0.06448 0.0607 0.7976 0.8427
2.750 -0.3654 0.07653 0.06780 0.0542 0.7852 0.8580
3.000 -0.3403 0.07853 0.06978 0.0524 0.7791 0.8746
3.250 -0.2730 0.08194 0.07323 0.0430 0.7630 0.8823
3.500 -0.2233 0.08599 0.07724 0.0370 0.7570 0.8973
3.750 -0.1810 0.08764 0.07894 0.0309 0.7416 0.9041
4.000 -0.1113 0.09324 0.08449 0.0220 0.7345 0.9191
4.250 -0.1030 0.09288 0.08419 0.0205 0.7223 0.9261
4.500 -0.0411 0.09711 0.08839 0.0128 0.7129 0.9400
4.750 -0.0246 0.09848 0.08980 0.0097 0.7053 0.9480
5.000 0.0144 0.10085 0.09218 0.0046 0.6940 0.9598
5.250 0.0745 0.10573 0.09706 -0.0042 0.6879 0.9706
5.500 0.0798 0.10590 0.09727 -0.0057 0.6762 0.9791
5.750 0.1471 0.11063 0.10202 -0.0152 0.6680 0.9906
6.000 0.1566 0.11209 0.10352 -0.0182 0.6602 0.9989
6.250 0.1608 0.11259 0.10398 -0.0175 0.6515 1.0000
6.500 0.1762 0.11428 0.10562 -0.0174 0.6465 1.0000
6.750 0.1587 0.11425 0.10554 -0.0141 0.6430 1.0000
7.000 0.1360 0.11270 0.10395 -0.0097 0.6334 1.0000
7.250 0.1343 0.11264 0.10381 -0.0072 0.6274 1.0000
7.500 0.1355 0.11368 0.10473 -0.0045 0.6243 1.0000
7.750 0.0861 0.11002 0.10093 0.0032 0.6187 1.0000
8.000 0.0846 0.11014 0.10091 0.0055 0.6100 1.0000
8.250 0.1106 0.11327 0.10392 0.0048 0.6045 1.0000
8.500 0.0941 0.11297 0.10354 0.0076 0.5984 1.0000
8.750 0.1023 0.11418 0.10467 0.0083 0.5894 1.0000
9.000 0.1321 0.11796 0.10837 0.0071 0.5843 1.0000
9.250 0.1170 0.11773 0.10809 0.0094 0.5775 1.0000
9.500 0.1299 0.11941 0.10972 0.0096 0.5685 1.0000
9.750 0.1626 0.12392 0.11417 0.0081 0.5639 1.0000
10.000 0.1431 0.12302 0.11324 0.0104 0.5561 1.0000
10.250 0.1603 0.12519 0.11537 0.0102 0.5477 1.0000
10.750 0.1712 0.12868 0.11880 0.0109 0.5349 1.0000
11.000 0.1923 0.13139 0.12147 0.0104 0.5272 1.0000
11.250 0.2140 0.13553 0.12559 0.0095 0.5233 1.0000
11.500 0.2010 0.13465 0.12469 0.0110 0.5132 1.0000
11.750 0.2266 0.13811 0.12814 0.0101 0.5066 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to RAF 89 AIRFOIL (raf89-il)