XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: RAF 32 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -8.500 -0.3828 0.12008 0.11363 -0.0231 1.0000 0.2598 -8.250 -0.3641 0.11531 0.10885 -0.0211 1.0000 0.2675 -8.000 -0.3839 0.11508 0.10874 -0.0190 1.0000 0.2751 -7.750 -0.3913 0.11280 0.10653 -0.0171 1.0000 0.2796 -7.500 -0.3887 0.11048 0.10423 -0.0149 1.0000 0.2891 -7.250 -0.4301 0.11186 0.10580 -0.0119 1.0000 0.2932 -7.000 -0.4038 0.10661 0.10050 -0.0106 1.0000 0.3011 -6.750 -0.4313 0.10662 0.10064 -0.0075 1.0000 0.3086 -6.500 -0.4386 0.10416 0.09825 -0.0053 1.0000 0.3135 -6.250 -0.4444 0.10247 0.09660 -0.0025 1.0000 0.3237 -6.000 -0.4937 0.10350 0.09781 -0.0008 1.0000 0.3272 -5.750 -0.4682 0.09910 0.09337 0.0029 1.0000 0.3406 -5.500 -0.4755 0.09669 0.09103 0.0049 1.0000 0.3487 -5.250 -0.5061 0.09631 0.09075 0.0044 1.0000 0.3609 -5.000 -0.4856 0.09223 0.08665 0.0088 1.0000 0.3693 -4.750 -0.4758 0.06479 0.05817 -0.0430 1.0000 0.1961 -4.500 -0.4609 0.06126 0.05459 -0.0433 1.0000 0.1939 -4.250 -0.4387 0.05625 0.04923 -0.0472 1.0000 0.1917 -4.000 -0.4118 0.05100 0.04347 -0.0519 1.0000 0.1889 -3.750 -0.3850 0.04720 0.03909 -0.0553 1.0000 0.1922 -3.500 -0.3570 0.04384 0.03501 -0.0580 1.0000 0.1949 -3.250 -0.3362 0.04230 0.03333 -0.0581 1.0000 0.2000 -3.000 -0.3141 0.04102 0.03176 -0.0584 1.0000 0.2073 -2.750 -0.2890 0.03940 0.02960 -0.0592 1.0000 0.2131 -2.500 -0.2693 0.03880 0.02900 -0.0587 1.0000 0.2219 -2.250 -0.2472 0.03802 0.02798 -0.0587 1.0000 0.2322 -2.000 -0.2241 0.03739 0.02703 -0.0587 1.0000 0.2438 -1.750 -0.2034 0.03703 0.02665 -0.0583 1.0000 0.2588 -1.500 -0.1829 0.03677 0.02641 -0.0579 1.0000 0.2798 -1.250 -0.1616 0.03649 0.02611 -0.0574 1.0000 0.3104 -1.000 -0.1406 0.03630 0.02613 -0.0568 1.0000 0.3619 -0.750 -0.1199 0.03628 0.02645 -0.0559 1.0000 0.4352 -0.500 -0.1014 0.03655 0.02696 -0.0546 1.0000 0.5020 -0.250 -0.0838 0.03693 0.02751 -0.0532 1.0000 0.5644 0.000 -0.0675 0.03729 0.02809 -0.0514 1.0000 0.6295 0.250 -0.0523 0.03749 0.02862 -0.0492 1.0000 0.7077 0.500 -0.0326 0.03665 0.02863 -0.0478 1.0000 0.8972 0.750 -0.0053 0.03710 0.02851 -0.0516 1.0000 1.0000 1.000 0.0185 0.03815 0.02915 -0.0531 1.0000 1.0000 1.250 0.0393 0.03921 0.02991 -0.0538 1.0000 1.0000 1.500 0.0588 0.04029 0.03075 -0.0542 1.0000 1.0000 1.750 0.0777 0.04140 0.03165 -0.0545 1.0000 1.0000 2.000 0.0960 0.04256 0.03263 -0.0548 1.0000 1.0000 2.250 0.1140 0.04375 0.03367 -0.0549 1.0000 1.0000 2.500 0.1316 0.04499 0.03477 -0.0551 1.0000 1.0000 2.750 0.1489 0.04626 0.03592 -0.0553 1.0000 1.0000 3.000 0.1760 0.04819 0.03774 -0.0574 0.9956 1.0000 3.250 0.2046 0.05022 0.03966 -0.0598 0.9884 1.0000 3.500 0.2345 0.05250 0.04185 -0.0623 0.9810 1.0000 3.750 0.2688 0.05513 0.04439 -0.0657 0.9713 1.0000 4.000 0.2892 0.05650 0.04573 -0.0667 0.9611 1.0000 4.250 0.3124 0.05841 0.04761 -0.0682 0.9526 1.0000 4.500 0.3476 0.06137 0.05052 -0.0716 0.9424 1.0000 4.750 0.3674 0.06273 0.05190 -0.0725 0.9299 1.0000 5.000 0.3855 0.06431 0.05349 -0.0731 0.9186 1.0000 5.250 0.4088 0.06642 0.05560 -0.0745 0.9075 1.0000 5.500 0.4364 0.06880 0.05800 -0.0765 0.8948 1.0000 5.750 0.4633 0.07109 0.06032 -0.0784 0.8802 1.0000 6.000 0.4853 0.07295 0.06223 -0.0794 0.8639 1.0000 6.250 0.5053 0.07465 0.06398 -0.0800 0.8456 1.0000 6.500 0.5490 0.07718 0.06658 -0.0832 0.8180 1.0000 6.750 0.6618 0.07337 0.06286 -0.0864 0.7106 1.0000 7.000 0.6969 0.07437 0.06396 -0.0873 0.6933 1.0000 7.250 0.7250 0.07543 0.06513 -0.0875 0.6769 1.0000 7.500 0.7437 0.07670 0.06652 -0.0869 0.6604 1.0000 7.750 0.7624 0.07801 0.06794 -0.0864 0.6438 1.0000 8.000 0.7823 0.07932 0.06938 -0.0859 0.6275 1.0000 8.250 0.8005 0.08070 0.07088 -0.0854 0.6107 1.0000 8.500 0.8189 0.08211 0.07244 -0.0848 0.5941 1.0000 8.750 0.8366 0.08352 0.07399 -0.0841 0.5771 1.0000 9.000 0.8544 0.08498 0.07559 -0.0834 0.5607 1.0000 9.250 0.8723 0.08634 0.07713 -0.0826 0.5438 1.0000 9.500 0.8907 0.08764 0.07859 -0.0818 0.5270 1.0000 9.750 0.9676 0.08162 0.07292 -0.0796 0.5028 1.0000 10.000 1.0776 0.06745 0.05929 -0.0741 0.4745 1.0000 10.250 1.2298 0.04693 0.03947 -0.0687 0.4350 1.0000 10.500 1.2560 0.04306 0.03518 -0.0630 0.3617 1.0000 10.750 1.2446 0.04482 0.03626 -0.0579 0.2986 1.0000 11.000 1.2389 0.04743 0.03821 -0.0541 0.2495 1.0000 11.250 1.2517 0.04965 0.03979 -0.0520 0.2105 1.0000 11.500 1.2685 0.05186 0.04189 -0.0505 0.1847 1.0000 11.750 1.2993 0.05388 0.04375 -0.0500 0.1634 1.0000 12.000 1.3278 0.05619 0.04606 -0.0497 0.1482 1.0000 12.250 1.3633 0.05885 0.04874 -0.0501 0.1360 1.0000 12.500 1.3750 0.06177 0.05196 -0.0487 0.1292 1.0000 12.750 1.4026 0.06540 0.05572 -0.0488 0.1228 1.0000 13.000 1.3939 0.06889 0.05962 -0.0461 0.1205 1.0000 13.250 1.3854 0.07257 0.06365 -0.0439 0.1182 1.0000 13.500 1.3795 0.07634 0.06768 -0.0421 0.1159 1.0000 13.750 1.3889 0.08023 0.07169 -0.0413 0.1129 1.0000 14.000 1.3929 0.08522 0.07680 -0.0407 0.1112 1.0000 14.250 1.3700 0.08996 0.08184 -0.0390 0.1112 1.0000 14.500 1.2609 0.09900 0.09163 -0.0390 0.1178 1.0000 14.750 1.2162 0.10782 0.10070 -0.0416 0.1203 1.0000 15.000 1.1784 0.11725 0.11027 -0.0454 0.1224 1.0000 15.250 1.1487 0.12683 0.11993 -0.0497 0.1239 1.0000