XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: RAF 19 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -7.750 -0.2265 0.13512 0.13034 -0.0073 1.0000 0.0915 -7.500 -0.2370 0.13484 0.13017 -0.0055 1.0000 0.0925 -7.250 -0.2482 0.13470 0.13013 -0.0037 1.0000 0.0934 -7.000 -0.2356 0.13335 0.12880 -0.0083 0.9924 0.0955 -6.750 -0.2257 0.13414 0.12959 -0.0146 0.9794 0.0970 -6.500 -0.2114 0.13612 0.13158 -0.0239 0.9642 0.0976 -6.250 -0.1791 0.12547 0.12093 -0.0247 0.9576 0.0994 -6.000 -0.1580 0.12102 0.11646 -0.0272 0.9458 0.1025 -5.750 -0.1404 0.11835 0.11379 -0.0309 0.9331 0.1060 -5.500 -0.1235 0.11708 0.11251 -0.0362 0.9195 0.1099 -5.250 -0.0983 0.12002 0.11539 -0.0485 0.9024 0.1117 -5.000 -0.0821 0.11181 0.10721 -0.0465 0.8941 0.1133 -4.750 -0.0589 0.10673 0.10212 -0.0480 0.8836 0.1167 -4.500 -0.0434 0.10421 0.09957 -0.0503 0.8702 0.1204 -4.250 -0.0138 0.10425 0.09953 -0.0592 0.8552 0.1261 -4.000 0.0028 0.10075 0.09603 -0.0616 0.8435 0.1281 -3.750 0.0344 0.09491 0.09014 -0.0635 0.8353 0.1338 -3.500 0.0526 0.09351 0.08869 -0.0668 0.8216 0.1397 -3.250 0.0792 0.09192 0.08702 -0.0727 0.8081 0.1437 -3.000 0.0909 0.08818 0.08329 -0.0712 0.7975 0.1488 -2.750 0.1481 0.08455 0.07948 -0.0814 0.7877 0.1598 -2.500 0.1539 0.08242 0.07735 -0.0797 0.7744 0.1657 -2.250 0.1871 0.08072 0.07550 -0.0852 0.7613 0.1748 -2.000 0.2335 0.07859 0.07316 -0.0919 0.7493 0.1879 -1.750 0.2830 0.07490 0.06927 -0.0975 0.7397 0.2020 -1.500 0.2857 0.07285 0.06725 -0.0948 0.7263 0.2057 -1.250 0.3218 0.07144 0.06566 -0.0988 0.7133 0.2173 -1.000 0.3831 0.06679 0.06078 -0.1044 0.7064 0.2340 -0.750 0.4091 0.06655 0.06038 -0.1064 0.6919 0.2451 -0.500 0.4192 0.06539 0.05921 -0.1048 0.6785 0.2523 -0.250 0.4981 0.06061 0.05412 -0.1124 0.6732 0.2798 0.000 0.5075 0.06053 0.05400 -0.1110 0.6587 0.2937 0.250 0.5161 0.06061 0.05402 -0.1095 0.6450 0.3090 0.500 0.5912 0.05567 0.04882 -0.1154 0.6403 0.3681 1.250 0.6246 0.05274 0.04584 -0.1084 0.6085 0.4975 1.500 0.6062 0.05549 0.04861 -0.1042 0.5947 0.5073 1.750 0.5856 0.05827 0.05147 -0.1003 0.5818 0.5115 2.000 0.6454 0.05394 0.04693 -0.1022 0.5773 0.5667 2.250 0.6070 0.05975 0.05283 -0.0983 0.5636 0.5577 2.500 0.6811 0.05451 0.04731 -0.1010 0.5602 0.6106 2.750 0.6146 0.06363 0.05662 -0.0965 0.5463 0.5891 3.000 0.7395 0.05636 0.04877 -0.1046 0.5433 0.6181 3.250 0.6139 0.06964 0.06252 -0.0962 0.5307 0.6062 3.500 0.7581 0.06262 0.05477 -0.1060 0.5264 0.5949 3.750 0.6091 0.07718 0.07000 -0.0974 0.5207 0.6121 4.000 0.6122 0.08082 0.07357 -0.0988 0.5163 0.6121 4.250 0.6802 0.08077 0.07310 -0.1038 0.5089 0.5933 4.500 0.6604 0.08642 0.07879 -0.1041 0.5080 0.5904 4.750 0.6666 0.09093 0.08319 -0.1060 0.5089 0.5719 5.000 0.6825 0.09519 0.08731 -0.1085 0.5099 0.5281 5.250 0.5051 0.10976 0.10299 -0.1052 0.6258 0.6040 5.500 0.5282 0.11273 0.10579 -0.1080 0.6213 0.6023 5.750 0.5445 0.11480 0.10771 -0.1097 0.6116 0.5931 6.000 0.5957 0.11997 0.11252 -0.1149 0.6072 0.5419 6.250 0.5846 0.12082 0.11333 -0.1134 0.5963 0.5231 6.500 0.6339 0.12589 0.11805 -0.1174 0.5911 0.4494 6.750 0.6255 0.12659 0.11872 -0.1162 0.5798 0.4386 7.000 0.6709 0.13126 0.12305 -0.1194 0.5755 0.3886 7.250 0.6576 0.13205 0.12378 -0.1180 0.5664 0.3784 7.500 0.6929 0.13566 0.12710 -0.1203 0.5608 0.3461