NACA M15 AIRFOIL (m15-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M15 AIRFOIL (m15-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 23.76 at α=12° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m15-il-50000.txt Download as CSV file: xf-m15-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA M15 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.3684 0.12467 0.11756 -0.0200 1.0000 0.1862
-10.000 -0.3612 0.12162 0.11452 -0.0205 1.0000 0.1942
-9.750 -0.3841 0.12189 0.11495 -0.0241 1.0000 0.1984
-9.500 -0.3518 0.11506 0.10807 -0.0220 1.0000 0.2054
-9.250 -0.3571 0.11321 0.10631 -0.0236 1.0000 0.2134
-9.000 -0.3539 0.10963 0.10279 -0.0243 1.0000 0.2182
-8.750 -0.3428 0.10628 0.09948 -0.0240 1.0000 0.2275
-8.500 -0.3799 0.10685 0.10028 -0.0274 1.0000 0.2321
-8.250 -0.3377 0.10038 0.09373 -0.0246 1.0000 0.2436
-8.000 -0.3794 0.10088 0.09449 -0.0264 1.0000 0.2486
-7.750 -0.3466 0.09567 0.08924 -0.0244 1.0000 0.2628
-7.500 -0.3387 0.09239 0.08604 -0.0230 1.0000 0.2735
-7.250 -0.3723 0.09225 0.08615 -0.0203 1.0000 0.2800
-7.000 -0.3650 0.08930 0.08328 -0.0175 1.0000 0.2918
-6.750 -0.4034 0.08955 0.08374 -0.0127 1.0000 0.2956
-6.500 -0.4486 0.09016 0.08451 -0.0092 1.0000 0.2978
-6.250 -0.4404 0.08727 0.08169 -0.0050 1.0000 0.3115
-6.000 -0.4503 0.08538 0.07989 -0.0014 1.0000 0.3215
-5.750 -0.4884 0.08515 0.07975 0.0001 1.0000 0.3318
-5.500 -0.4951 0.08308 0.07774 0.0033 1.0000 0.3485
-5.000 -0.4903 0.07819 0.07298 0.0120 1.0000 0.3888
-4.750 0.0884 0.04983 0.04344 -0.0376 1.0000 1.0000
-4.500 0.0819 0.04963 0.04335 -0.0356 1.0000 1.0000
-4.250 -0.3046 0.06966 0.06433 0.0288 1.0000 0.7236
-4.000 -0.3623 0.07013 0.06497 0.0377 1.0000 0.7140
-3.750 -0.1544 0.06126 0.05571 0.0140 1.0000 0.8929
-3.500 -0.2301 0.06251 0.05717 0.0263 1.0000 0.8408
-3.250 -0.3004 0.06265 0.05753 0.0367 1.0000 0.7991
-3.000 -0.3705 0.06136 0.05641 0.0431 0.9900 0.7492
-2.750 -0.4278 0.05836 0.05351 0.0429 0.9772 0.6985
-2.500 -0.2254 0.04442 0.03533 -0.0363 0.9607 0.1743
-2.250 -0.1796 0.04258 0.03267 -0.0397 0.9517 0.1664
-2.000 -0.1382 0.04104 0.03085 -0.0429 0.9420 0.1682
-1.750 -0.1021 0.03990 0.02936 -0.0447 0.9320 0.1686
-1.500 -0.0542 0.03882 0.02797 -0.0484 0.9228 0.1710
-1.250 -0.0207 0.03820 0.02713 -0.0497 0.9117 0.1775
-1.000 0.0161 0.03764 0.02644 -0.0516 0.9013 0.1885
-0.750 0.0683 0.03699 0.02567 -0.0554 0.8919 0.2073
-0.500 0.0973 0.03664 0.02536 -0.0558 0.8802 0.2358
-0.250 0.1992 0.03292 0.02391 -0.0669 0.8745 1.0000
0.000 0.2185 0.03364 0.02429 -0.0660 0.8615 1.0000
0.250 0.2408 0.03441 0.02479 -0.0657 0.8490 1.0000
0.500 0.2724 0.03514 0.02527 -0.0668 0.8378 1.0000
0.750 0.3086 0.03578 0.02569 -0.0687 0.8269 1.0000
1.000 0.3205 0.03676 0.02652 -0.0668 0.8142 1.0000
1.250 0.3422 0.03768 0.02730 -0.0665 0.8030 1.0000
1.500 0.3843 0.03825 0.02773 -0.0690 0.7935 1.0000
1.750 0.3869 0.03952 0.02891 -0.0660 0.7812 1.0000
2.000 0.4049 0.04062 0.02991 -0.0652 0.7709 1.0000
2.250 0.4383 0.04137 0.03057 -0.0664 0.7616 1.0000
2.500 0.4386 0.04292 0.03206 -0.0635 0.7506 1.0000
2.750 0.4725 0.04375 0.03281 -0.0647 0.7423 1.0000
3.000 0.4746 0.04536 0.03438 -0.0622 0.7321 1.0000
3.250 0.4906 0.04672 0.03570 -0.0614 0.7233 1.0000
3.500 0.5079 0.04804 0.03699 -0.0608 0.7145 1.0000
3.750 0.5155 0.04975 0.03867 -0.0593 0.7059 1.0000
4.000 0.5373 0.05103 0.03993 -0.0592 0.6977 1.0000
4.250 0.5409 0.05300 0.04188 -0.0576 0.6896 1.0000
4.500 0.5625 0.05435 0.04325 -0.0575 0.6814 1.0000
4.750 0.5660 0.05645 0.04534 -0.0561 0.6738 1.0000
5.000 0.5826 0.05806 0.04697 -0.0557 0.6658 1.0000
5.250 0.5904 0.06009 0.04901 -0.0547 0.6581 1.0000
5.500 0.6015 0.06201 0.05095 -0.0541 0.6504 1.0000
5.750 0.6135 0.06394 0.05292 -0.0534 0.6421 1.0000
6.000 0.6236 0.06596 0.05498 -0.0528 0.6342 1.0000
6.250 0.6339 0.06800 0.05705 -0.0521 0.6252 1.0000
6.500 0.6646 0.06917 0.05829 -0.0524 0.6148 1.0000
6.750 0.6531 0.07216 0.06131 -0.0507 0.6067 1.0000
7.000 0.6800 0.07349 0.06271 -0.0507 0.5952 1.0000
7.250 0.6850 0.07575 0.06504 -0.0498 0.5851 1.0000
7.500 0.6897 0.07820 0.06754 -0.0490 0.5753 1.0000
7.750 0.7139 0.07960 0.06902 -0.0487 0.5628 1.0000
8.000 0.7215 0.08194 0.07145 -0.0481 0.5526 1.0000
8.250 0.7206 0.08486 0.07443 -0.0473 0.5430 1.0000
8.500 0.7413 0.08658 0.07624 -0.0470 0.5310 1.0000
8.750 0.7473 0.08927 0.07901 -0.0466 0.5214 1.0000
9.000 0.7456 0.09250 0.08231 -0.0461 0.5124 1.0000
9.250 0.7673 0.09434 0.08428 -0.0458 0.5008 1.0000
9.500 0.7529 0.09884 0.08883 -0.0459 0.4968 1.0000
9.750 0.7717 0.10092 0.09102 -0.0456 0.4848 1.0000
10.000 0.7621 0.10555 0.09571 -0.0462 0.4837 1.0000
10.250 0.7623 0.11014 0.10039 -0.0472 0.4855 1.0000
11.750 1.2511 0.05364 0.04599 -0.0150 0.3150 1.0000
12.000 1.2518 0.05268 0.04500 -0.0110 0.2830 1.0000
12.250 1.2436 0.05335 0.04539 -0.0074 0.2472 1.0000
12.500 1.2359 0.05498 0.04647 -0.0044 0.2108 1.0000
12.750 1.2304 0.05761 0.04867 -0.0022 0.1836 1.0000
13.000 1.2236 0.06109 0.05210 -0.0007 0.1659 1.0000
13.250 1.2247 0.06407 0.05500 0.0006 0.1507 1.0000
13.500 1.2316 0.06674 0.05761 0.0020 0.1383 1.0000
13.750 1.2491 0.06887 0.05964 0.0034 0.1273 1.0000
14.000 1.2375 0.07335 0.06447 0.0037 0.1234 1.0000
14.250 1.2604 0.07523 0.06621 0.0050 0.1148 1.0000
14.500 1.2421 0.08044 0.07179 0.0048 0.1135 1.0000
14.750 1.2210 0.08628 0.07795 0.0040 0.1128 1.0000
15.000 1.1952 0.09300 0.08497 0.0023 0.1127 1.0000
15.250 1.1640 0.10089 0.09310 -0.0004 0.1133 1.0000
15.500 1.1296 0.11005 0.10246 -0.0043 0.1143 1.0000
15.750 1.0960 0.12023 0.11274 -0.0091 0.1154 1.0000
16.000 0.9387 0.16764 0.15993 -0.0382 0.1417 1.0000
16.250 0.9359 0.17484 0.16711 -0.0413 0.1420 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M15 AIRFOIL (m15-il)