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 = 0.500 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.250 0.0441 0.10121 0.09912 -0.0745 0.9628 0.0223 -9.000 0.0660 0.09811 0.09602 -0.0781 0.9582 0.0229 -8.750 0.0785 0.09557 0.09348 -0.0793 0.9467 0.0238 -8.500 0.0948 0.09242 0.09033 -0.0822 0.9346 0.0253 -8.250 0.1153 0.08832 0.08620 -0.0912 0.9194 0.0263 -8.000 0.1560 0.08297 0.08078 -0.0979 0.9043 0.0269 -7.750 0.2147 0.07829 0.07596 -0.1104 0.8837 0.0281 -7.500 0.2567 0.07400 0.07140 -0.1231 0.8391 0.0314 -7.250 0.2636 0.07188 0.06906 -0.1251 0.8015 0.0315 -7.000 0.2701 0.06988 0.06693 -0.1255 0.7773 0.0315 -6.750 0.2774 0.06748 0.06443 -0.1259 0.7593 0.0315 -6.500 0.2807 0.06332 0.06019 -0.1247 0.7455 0.0259 -6.250 0.2903 0.06157 0.05837 -0.1248 0.7306 0.0254 -6.000 0.2986 0.05887 0.05560 -0.1261 0.7178 0.0252 -5.750 0.3083 0.05580 0.05247 -0.1281 0.7056 0.0251 -5.500 0.3189 0.05074 0.04736 -0.1327 0.6946 0.0268 -5.250 0.3382 0.05113 0.04769 -0.1315 0.6806 0.0279 -5.000 0.3565 0.04471 0.04115 -0.1388 0.6702 0.0319 -4.750 0.3760 0.04488 0.04126 -0.1377 0.6545 0.0327 -4.500 0.3967 0.04393 0.04022 -0.1382 0.6384 0.0358 -4.250 0.4247 0.04172 0.03787 -0.1423 0.6225 0.0453 -4.000 0.4391 0.04250 0.03860 -0.1390 0.6060 0.0464 -3.500 0.5050 0.04121 0.03696 -0.1458 0.5769 0.0627 -3.250 0.5176 0.03823 0.03391 -0.1451 0.5664 0.0638 -3.000 0.5330 0.03744 0.03306 -0.1433 0.5557 0.0648 -2.750 0.5524 0.03671 0.03225 -0.1426 0.5456 0.0667 -2.500 0.5998 0.03592 0.03122 -0.1486 0.5366 0.0732 -2.250 0.6270 0.03444 0.02958 -0.1498 0.5281 0.0734 -2.000 0.6439 0.03143 0.02651 -0.1498 0.5209 0.0745 -1.750 0.6642 0.03038 0.02539 -0.1491 0.5126 0.0749 -1.500 0.6854 0.02946 0.02442 -0.1485 0.5046 0.0756 -1.250 0.7077 0.02859 0.02346 -0.1480 0.4962 0.0764 -1.000 0.7313 0.02770 0.02251 -0.1478 0.4885 0.0776 -0.750 0.7553 0.02687 0.02158 -0.1476 0.4800 0.0797 -0.500 0.7940 0.02613 0.02058 -0.1495 0.4716 0.0848 -0.250 0.8044 0.01360 0.00671 -0.1486 0.4700 0.0714 0.000 0.8271 0.01323 0.00611 -0.1474 0.4607 0.0728 0.250 0.8510 0.01272 0.00541 -0.1465 0.4503 0.0744 0.500 0.8740 0.01256 0.00515 -0.1453 0.4389 0.0761 0.750 0.8964 0.01261 0.00512 -0.1440 0.4264 0.0780 1.000 0.9187 0.01266 0.00508 -0.1427 0.4134 0.0803 1.250 0.9414 0.01268 0.00500 -0.1415 0.4007 0.0830 1.500 0.9636 0.01269 0.00490 -0.1402 0.3887 0.0863 1.750 0.9847 0.01289 0.00505 -0.1387 0.3780 0.0900 2.000 1.0056 0.01309 0.00519 -0.1372 0.3685 0.0948 2.250 1.0266 0.01322 0.00526 -0.1357 0.3606 0.1003 2.500 1.0463 0.01350 0.00554 -0.1339 0.3531 0.1049 2.750 1.0666 0.01374 0.00572 -0.1323 0.3467 0.1101 3.000 1.0878 0.01383 0.00577 -0.1309 0.3406 0.1147 3.250 1.1067 0.01411 0.00602 -0.1291 0.3347 0.1181 3.500 1.1280 0.01429 0.00620 -0.1277 0.3301 0.1219 3.750 1.1490 0.01447 0.00635 -0.1263 0.3257 0.1252 4.000 1.1692 0.01464 0.00645 -0.1248 0.3213 0.1283 4.250 1.1885 0.01491 0.00672 -0.1232 0.3172 0.1321 4.500 1.2104 0.01505 0.00691 -0.1220 0.3139 0.1350 4.750 1.2312 0.01525 0.00710 -0.1206 0.3103 0.1386 5.000 1.2506 0.01554 0.00735 -0.1190 0.3068 0.1419 5.250 1.2700 0.01573 0.00749 -0.1175 0.3030 0.1443 5.500 1.2908 0.01591 0.00772 -0.1162 0.3003 0.1470 5.750 1.3120 0.01607 0.00792 -0.1150 0.2975 0.1496 6.000 1.3323 0.01625 0.00812 -0.1137 0.2943 0.1520 6.250 1.3517 0.01648 0.00834 -0.1122 0.2913 0.1542 6.500 1.3701 0.01679 0.00862 -0.1106 0.2883 0.1564 6.750 1.3892 0.01705 0.00889 -0.1092 0.2849 0.1590 7.000 1.4093 0.01714 0.00907 -0.1079 0.2806 0.1625 7.250 1.4281 0.01738 0.00934 -0.1064 0.2772 0.1659 7.500 1.4446 0.01773 0.00966 -0.1046 0.2731 0.1700 7.750 1.4624 0.01803 0.00999 -0.1031 0.2690 0.1745 8.000 1.4818 0.01823 0.01027 -0.1018 0.2653 0.1806 8.250 1.4992 0.01854 0.01059 -0.1002 0.2611 0.1870 8.500 1.5136 0.01899 0.01103 -0.0983 0.2560 0.1931 8.750 1.5329 0.01920 0.01131 -0.0971 0.2502 0.2009 9.000 1.5489 0.01958 0.01171 -0.0955 0.2437 0.2095 9.250 1.5645 0.02002 0.01217 -0.0939 0.2377 0.2176 9.500 1.5798 0.02049 0.01265 -0.0924 0.2289 0.2270 9.750 1.5924 0.02114 0.01326 -0.0906 0.2150 0.2363 10.000 1.5985 0.02220 0.01418 -0.0880 0.1947 0.2449 10.250 1.6005 0.02359 0.01543 -0.0852 0.1708 0.2545 10.500 1.5878 0.02602 0.01761 -0.0811 0.1340 0.2611 10.750 1.5606 0.02976 0.02110 -0.0763 0.0931 0.2623 11.000 1.5303 0.03425 0.02543 -0.0724 0.0515 0.2630 11.250 1.5156 0.03783 0.02900 -0.0702 0.0227 0.2695 11.500 1.5167 0.04021 0.03150 -0.0693 0.0190 0.3028 11.750 1.6298 0.04519 0.03755 -0.0938 0.0150 1.0000 12.000 1.6270 0.04814 0.04062 -0.0927 0.0146 1.0000 12.250 1.6193 0.05177 0.04442 -0.0919 0.0141 1.0000 12.500 1.6144 0.05518 0.04795 -0.0912 0.0139 1.0000 12.750 1.6088 0.05881 0.05170 -0.0908 0.0139 1.0000 13.000 1.6022 0.06270 0.05572 -0.0905 0.0136 1.0000 13.250 1.5935 0.06695 0.06009 -0.0904 0.0133 1.0000 13.500 1.5824 0.07165 0.06492 -0.0905 0.0131 1.0000 13.750 1.5697 0.07669 0.07009 -0.0908 0.0128 1.0000 14.000 1.5564 0.08187 0.07540 -0.0912 0.0127 1.0000 14.250 1.5411 0.08745 0.08112 -0.0918 0.0127 1.0000 14.500 1.5246 0.09336 0.08716 -0.0926 0.0125 1.0000 14.750 1.5072 0.09948 0.09342 -0.0936 0.0124 1.0000