XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: RAF 19 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.8673 0.01509 0.00712 -0.1553 0.4975 0.0127 1.000 0.9605 0.01441 0.00610 -0.1511 0.4561 0.0661 1.500 1.0027 0.01500 0.00666 -0.1482 0.4323 0.0855 2.000 1.0423 0.01610 0.00779 -0.1448 0.4102 0.0964 2.500 1.0828 0.01651 0.00803 -0.1416 0.3917 0.1067 3.000 1.1226 0.01697 0.00835 -0.1384 0.3763 0.1185 3.500 1.1621 0.01745 0.00863 -0.1352 0.3630 0.1340 4.000 1.2023 0.01792 0.00905 -0.1324 0.3523 0.1433 4.500 1.2435 0.01843 0.00949 -0.1298 0.3428 0.1521 5.000 1.2853 0.01901 0.01002 -0.1274 0.3345 0.1626 5.500 1.3160 0.01935 0.01029 -0.1230 0.3172 0.1683 6.000 1.3442 0.01978 0.01063 -0.1183 0.2950 0.1717 6.500 1.3626 0.02076 0.01117 -0.1127 0.2387 0.1760 7.000 1.3865 0.02204 0.01224 -0.1082 0.2010 0.1803 7.500 1.3942 0.02447 0.01427 -0.1021 0.1432 0.1857 8.000 1.3537 0.03051 0.01977 -0.0918 0.0083 0.1870 8.500 1.3788 0.03240 0.02185 -0.0892 0.0057 0.1966 9.000 1.4024 0.03472 0.02432 -0.0870 0.0057 0.2059 9.500 1.4295 0.03755 0.02741 -0.0864 0.0059 0.2191 10.000 1.4511 0.04101 0.03115 -0.0856 0.0065 0.2362 10.500 1.4664 0.04508 0.03549 -0.0847 0.0070 0.2548 11.000 1.4763 0.04972 0.04039 -0.0837 0.0081 0.2801 11.500 1.5452 0.05694 0.04876 -0.0973 0.0101 1.0000 12.000 1.5344 0.06440 0.05658 -0.0964 0.0106 1.0000 12.500 1.5228 0.07236 0.06481 -0.0961 0.0113 1.0000 13.000 1.5125 0.08046 0.07315 -0.0962 0.0124 1.0000 13.500 1.5032 0.08858 0.08152 -0.0965 0.0142 1.0000 14.000 1.4812 0.09884 0.09207 -0.0977 0.0146 1.0000 14.500 1.4542 0.11034 0.10388 -0.0996 0.0158 1.0000 15.000 1.4256 0.12235 0.11618 -0.1024 0.0160 1.0000 15.500 1.4151 0.13151 0.12554 -0.1045 0.0171 1.0000 16.000 1.4153 0.13886 0.13310 -0.1061 0.0199 1.0000 16.500 1.3994 0.14922 0.14369 -0.1095 0.0214 1.0000 17.000 1.3904 0.15843 0.15307 -0.1128 0.0227 1.0000 17.500 1.3932 0.16538 0.16017 -0.1151 0.0244 1.0000 18.000 1.3958 0.17216 0.16704 -0.1176 0.0253 1.0000 18.500 1.4108 0.17602 0.17092 -0.1184 0.0259 1.0000 19.000 1.4362 0.17713 0.17203 -0.1175 0.0252 1.0000