NACA-M1 AIRFOIL (m1-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA-M1 AIRFOIL (m1-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 27.58 at α=2.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m1-il-100000.txt Download as CSV file: xf-m1-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA-M1 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.5694 0.12858 0.12376 0.0177 1.0000 0.0858
-10.750 -0.5843 0.12561 0.12084 0.0142 1.0000 0.0873
-10.500 -0.7075 0.12961 0.12462 0.0310 1.0000 0.0779
-10.250 -0.7023 0.12581 0.12079 0.0305 1.0000 0.0813
-10.000 -0.7028 0.12182 0.11683 0.0280 1.0000 0.0848
-9.750 -0.7139 0.11787 0.11299 0.0217 1.0000 0.0872
-9.500 -0.7280 0.11353 0.10874 0.0139 1.0000 0.0878
-9.250 -0.7036 0.10861 0.10373 0.0219 1.0000 0.0918
-9.000 -0.7003 0.10478 0.09992 0.0209 1.0000 0.0960
-8.750 -0.7087 0.10019 0.09539 0.0155 1.0000 0.0997
-8.500 -0.7281 0.09452 0.08977 0.0046 1.0000 0.1010
-8.250 -0.7085 0.09118 0.08646 0.0122 1.0000 0.1068
-8.000 -0.7124 0.08633 0.08161 0.0070 1.0000 0.1120
-7.750 -0.7327 0.08062 0.07556 -0.0049 1.0000 0.1151
-7.500 -0.7091 0.07697 0.07219 0.0014 1.0000 0.1255
-6.250 -0.6694 0.05598 0.05065 -0.0054 1.0000 0.1861
-6.000 -0.6539 0.05262 0.04732 -0.0043 1.0000 0.2024
-5.750 -0.6190 0.03834 0.03075 -0.0094 1.0000 0.0894
-5.500 -0.5953 0.03445 0.02656 -0.0088 1.0000 0.0847
-5.250 -0.5707 0.03034 0.02185 -0.0079 1.0000 0.0791
-5.000 -0.5431 0.02772 0.01834 -0.0065 1.0000 0.0750
-4.750 -0.5178 0.02484 0.01521 -0.0060 1.0000 0.0775
-4.500 -0.4917 0.02313 0.01336 -0.0055 1.0000 0.0831
-4.250 -0.4643 0.02135 0.01130 -0.0048 1.0000 0.0852
-4.000 -0.4376 0.01976 0.00956 -0.0041 1.0000 0.0898
-3.750 -0.4119 0.01847 0.00833 -0.0036 1.0000 0.0973
-3.500 -0.3862 0.01727 0.00707 -0.0027 1.0000 0.1025
-3.250 -0.3620 0.01615 0.00607 -0.0019 1.0000 0.1116
-3.000 -0.3377 0.01518 0.00520 -0.0011 1.0000 0.1306
-2.750 -0.3207 0.01230 0.00420 0.0003 1.0000 0.4463
-2.500 -0.3048 0.01105 0.00454 0.0066 1.0000 0.8794
-2.250 -0.1925 0.01154 0.00452 -0.0083 1.0000 1.0000
-2.000 -0.1710 0.01128 0.00411 -0.0077 1.0000 1.0000
-1.750 -0.1494 0.01107 0.00377 -0.0071 1.0000 1.0000
-1.500 -0.1277 0.01091 0.00346 -0.0063 1.0000 1.0000
-1.250 -0.1060 0.01077 0.00324 -0.0054 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0844 0.01067 0.00306 -0.0045 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0630 0.01059 0.00292 -0.0034 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0418 0.01054 0.00282 -0.0024 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0209 0.01051 0.00276 -0.0012 1.0000 1.0000
0.000 0.0000 0.01050 0.00275 0.0000 1.0000 1.0000
0.250 0.0209 0.01051 0.00276 0.0012 1.0000 1.0000
0.500 0.0418 0.01054 0.00282 0.0024 1.0000 1.0000
0.750 0.0630 0.01059 0.00292 0.0034 1.0000 1.0000
1.000 0.0845 0.01067 0.00306 0.0045 1.0000 1.0000
1.250 0.1060 0.01077 0.00324 0.0054 1.0000 1.0000
1.500 0.1277 0.01090 0.00346 0.0063 1.0000 1.0000
1.750 0.1494 0.01107 0.00377 0.0070 1.0000 1.0000
2.000 0.1710 0.01128 0.00411 0.0077 1.0000 1.0000
2.250 0.1925 0.01153 0.00452 0.0083 1.0000 1.0000
2.500 0.3048 0.01105 0.00454 -0.0066 0.8792 1.0000
2.750 0.3207 0.01230 0.00420 -0.0003 0.4452 1.0000
3.000 0.3377 0.01518 0.00520 0.0011 0.1306 1.0000
3.250 0.3620 0.01615 0.00607 0.0019 0.1116 1.0000
3.500 0.3862 0.01727 0.00707 0.0027 0.1025 1.0000
3.750 0.4119 0.01847 0.00833 0.0036 0.0973 1.0000
4.000 0.4376 0.01976 0.00956 0.0041 0.0898 1.0000
4.250 0.4643 0.02135 0.01130 0.0048 0.0853 1.0000
4.500 0.4917 0.02313 0.01336 0.0055 0.0831 1.0000
4.750 0.5179 0.02484 0.01522 0.0060 0.0777 1.0000
5.000 0.5431 0.02772 0.01834 0.0065 0.0750 1.0000
5.250 0.5708 0.03034 0.02185 0.0079 0.0791 1.0000
5.500 0.5953 0.03445 0.02656 0.0088 0.0847 1.0000
5.750 0.6190 0.03835 0.03076 0.0094 0.0893 1.0000
7.000 0.7045 0.06725 0.06219 0.0048 0.1441 1.0000
7.250 0.7066 0.07196 0.06712 0.0010 0.1326 1.0000
7.500 0.7092 0.07699 0.07222 -0.0015 0.1254 1.0000
7.750 0.7327 0.08063 0.07557 0.0049 0.1151 1.0000
8.000 0.7126 0.08636 0.08165 -0.0071 0.1120 1.0000
8.250 0.7093 0.09114 0.08642 -0.0121 0.1065 1.0000
8.500 0.7282 0.09455 0.08979 -0.0047 0.1010 1.0000
8.750 0.7090 0.10023 0.09544 -0.0157 0.0997 1.0000
9.000 0.7009 0.10481 0.09995 -0.0211 0.0959 1.0000
9.250 0.7045 0.10863 0.10375 -0.0219 0.0917 1.0000
9.500 0.7282 0.11358 0.10878 -0.0141 0.0878 1.0000
9.750 0.7141 0.11791 0.11303 -0.0219 0.0872 1.0000
10.000 0.7034 0.12186 0.11687 -0.0282 0.0847 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA-M1 AIRFOIL (m1-il)