Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to NACA-M1 AIRFOIL (m1-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA-M1 AIRFOIL (m1-il)