NACA M18 AIRFOIL (m18-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M18 AIRFOIL (m18-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 47.28 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m18-il-100000.txt Download as CSV file: xf-m18-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA M18 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.500 -0.2844 0.12897 0.12440 -0.0179 1.0000 0.0818
-11.250 -0.2797 0.12606 0.12151 -0.0187 1.0000 0.0839
-11.000 -0.4131 0.13278 0.12790 -0.0069 1.0000 0.0794
-10.750 -0.4017 0.12903 0.12416 -0.0071 1.0000 0.0812
-10.500 -0.3940 0.12569 0.12084 -0.0082 1.0000 0.0832
-10.250 -0.3884 0.12244 0.11762 -0.0098 1.0000 0.0856
-10.000 -0.3862 0.11945 0.11466 -0.0123 1.0000 0.0882
-9.750 -0.3970 0.11779 0.11308 -0.0181 1.0000 0.0903
-9.500 -0.4126 0.11597 0.11136 -0.0253 1.0000 0.0908
-9.250 -0.3861 0.10904 0.10443 -0.0210 1.0000 0.0926
-9.000 -0.3679 0.10523 0.10063 -0.0195 1.0000 0.0952
-8.750 -0.3600 0.10200 0.09743 -0.0207 1.0000 0.0980
-8.500 -0.3565 0.09877 0.09426 -0.0232 1.0000 0.1011
-8.250 -0.3645 0.09590 0.09149 -0.0292 1.0000 0.1042
-8.000 -0.2710 0.08526 0.08133 -0.0358 0.9929 0.1094
-7.750 -0.2492 0.08030 0.07634 -0.0400 0.9846 0.1135
-7.500 -0.2438 0.07518 0.07120 -0.0475 0.9727 0.1184
-7.250 -0.3714 0.08386 0.07973 -0.0354 0.9880 0.1096
-7.000 -0.3414 0.07927 0.07508 -0.0414 0.9781 0.1146
-6.750 -0.3272 0.07496 0.07038 -0.0549 0.9596 0.1221
-6.500 -0.2964 0.06987 0.06542 -0.0549 0.9515 0.1252
-6.250 -0.2726 0.06663 0.06210 -0.0575 0.9389 0.1322
-6.000 -0.2621 0.06340 0.05858 -0.0612 0.9229 0.1395
-5.750 -0.2452 0.06039 0.05560 -0.0602 0.9099 0.1428
-5.500 -0.2355 0.05953 0.05426 -0.0616 0.8949 0.1547
-5.250 -0.2206 0.05553 0.05040 -0.0602 0.8833 0.1571
-5.000 -0.2055 0.05327 0.04809 -0.0588 0.8725 0.1628
-4.750 -0.1928 0.05112 0.04569 -0.0583 0.8615 0.1737
-4.500 -0.1766 0.04908 0.04362 -0.0571 0.8502 0.1812
-4.250 -0.1612 0.04964 0.04365 -0.0561 0.8400 0.2038
-4.000 -0.1467 0.04511 0.03935 -0.0548 0.8306 0.2085
-3.750 -0.1306 0.04331 0.03747 -0.0535 0.8208 0.2256
-3.500 -0.1142 0.04149 0.03555 -0.0518 0.8122 0.2439
-3.000 -0.0489 0.03381 0.02606 -0.0516 0.7958 0.1251
-2.750 -0.0211 0.03119 0.02267 -0.0501 0.7865 0.1042
-2.500 0.0031 0.02943 0.02064 -0.0489 0.7791 0.1027
-2.250 0.0285 0.02822 0.01915 -0.0482 0.7691 0.1031
-2.000 0.0546 0.02693 0.01755 -0.0470 0.7621 0.1030
-1.750 0.0815 0.02589 0.01631 -0.0465 0.7520 0.1030
-1.500 0.1089 0.02488 0.01503 -0.0456 0.7454 0.1039
-1.250 0.1364 0.02427 0.01426 -0.0453 0.7354 0.1057
-1.000 0.1635 0.02321 0.01323 -0.0446 0.7289 0.1111
-0.750 0.1901 0.02285 0.01285 -0.0444 0.7187 0.1190
-0.500 0.2168 0.02203 0.01207 -0.0435 0.7124 0.1280
-0.250 0.2421 0.02160 0.01176 -0.0430 0.7028 0.1444
0.000 0.2678 0.02073 0.01113 -0.0420 0.6968 0.2059
0.250 0.4217 0.01883 0.01110 -0.0654 0.6860 1.0000
0.500 0.4456 0.01890 0.01094 -0.0643 0.6798 1.0000
0.750 0.4702 0.01926 0.01123 -0.0642 0.6707 1.0000
1.000 0.4943 0.01941 0.01121 -0.0634 0.6646 1.0000
1.250 0.5184 0.01980 0.01153 -0.0631 0.6568 1.0000
1.500 0.5424 0.02002 0.01165 -0.0624 0.6499 1.0000
1.750 0.5662 0.02029 0.01183 -0.0617 0.6439 1.0000
2.000 0.5898 0.02075 0.01227 -0.0614 0.6363 1.0000
2.250 0.6138 0.02094 0.01234 -0.0605 0.6313 1.0000
2.500 0.6364 0.02151 0.01294 -0.0602 0.6239 1.0000
2.750 0.6598 0.02185 0.01323 -0.0595 0.6178 1.0000
3.000 0.6841 0.02202 0.01330 -0.0586 0.6136 1.0000
3.250 0.7048 0.02284 0.01422 -0.0583 0.6054 1.0000
3.500 0.7284 0.02309 0.01442 -0.0574 0.6001 1.0000
3.750 0.7511 0.02351 0.01482 -0.0566 0.5948 1.0000
4.000 0.7714 0.02419 0.01557 -0.0559 0.5872 1.0000
4.250 0.7960 0.02427 0.01559 -0.0550 0.5824 1.0000
4.500 0.8150 0.02506 0.01647 -0.0541 0.5749 1.0000
4.750 0.8376 0.02538 0.01679 -0.0532 0.5688 1.0000
5.000 0.8635 0.02537 0.01673 -0.0523 0.5648 1.0000
5.250 0.8782 0.02657 0.01810 -0.0513 0.5561 1.0000
5.500 0.9026 0.02671 0.01822 -0.0504 0.5512 1.0000
5.750 0.9228 0.02734 0.01892 -0.0494 0.5454 1.0000
6.000 0.9400 0.02821 0.01990 -0.0483 0.5383 1.0000
6.250 0.9667 0.02816 0.01984 -0.0475 0.5340 1.0000
6.500 0.9789 0.02947 0.02131 -0.0460 0.5259 1.0000
6.750 1.0030 0.02961 0.02150 -0.0451 0.5203 1.0000
7.000 1.0325 0.02940 0.02126 -0.0446 0.5164 1.0000
7.250 1.0371 0.03126 0.02337 -0.0425 0.5068 1.0000
7.500 1.0677 0.03088 0.02299 -0.0421 0.5024 1.0000
7.750 1.0750 0.03236 0.02466 -0.0400 0.4929 1.0000
8.000 1.1085 0.03156 0.02385 -0.0396 0.4873 1.0000
8.250 1.1183 0.03274 0.02519 -0.0375 0.4780 1.0000
8.500 1.1534 0.03175 0.02421 -0.0373 0.4716 1.0000
8.750 1.1652 0.03259 0.02521 -0.0353 0.4616 1.0000
9.000 1.2032 0.03142 0.02401 -0.0353 0.4550 1.0000
9.250 1.2114 0.03254 0.02534 -0.0330 0.4447 1.0000
9.500 1.2434 0.03137 0.02418 -0.0323 0.4339 1.0000
9.750 1.2713 0.02975 0.02252 -0.0308 0.4172 1.0000
10.000 1.2930 0.02870 0.02146 -0.0289 0.3998 1.0000
10.250 1.3105 0.02826 0.02109 -0.0268 0.3841 1.0000
10.500 1.3242 0.02814 0.02107 -0.0245 0.3687 1.0000
10.750 1.3341 0.02822 0.02128 -0.0217 0.3526 1.0000
11.000 1.3390 0.02848 0.02165 -0.0184 0.3344 1.0000
11.250 1.3390 0.02895 0.02217 -0.0147 0.3137 1.0000
11.500 1.3273 0.03009 0.02339 -0.0099 0.2917 1.0000
11.750 1.3128 0.03192 0.02515 -0.0061 0.2636 1.0000
12.000 1.2926 0.03487 0.02791 -0.0032 0.2299 1.0000
12.250 1.2680 0.03895 0.03178 -0.0013 0.1939 1.0000
12.500 1.2413 0.04385 0.03645 -0.0003 0.1589 1.0000
12.750 1.2149 0.04910 0.04145 0.0002 0.1360 1.0000
13.000 1.1907 0.05430 0.04646 0.0006 0.1198 1.0000
13.250 1.1715 0.05905 0.05107 0.0009 0.1066 1.0000
13.500 1.1594 0.06306 0.05498 0.0015 0.0956 1.0000
13.750 1.1537 0.06629 0.05810 0.0022 0.0872 1.0000
14.000 1.1530 0.06905 0.06083 0.0027 0.0802 1.0000
14.250 1.1579 0.07100 0.06275 0.0038 0.0742 1.0000
14.500 1.1642 0.07284 0.06452 0.0048 0.0694 1.0000
14.750 1.1818 0.07308 0.06470 0.0071 0.0653 1.0000
15.000 1.1966 0.07411 0.06580 0.0087 0.0621 1.0000
15.250 1.2177 0.07442 0.06597 0.0107 0.0586 1.0000
15.500 1.2342 0.07581 0.06745 0.0123 0.0562 1.0000
15.750 1.2426 0.07820 0.07005 0.0130 0.0546 1.0000
16.000 1.2518 0.08065 0.07270 0.0137 0.0534 1.0000
16.250 1.2583 0.08349 0.07574 0.0142 0.0525 1.0000
16.500 1.2602 0.08682 0.07926 0.0143 0.0518 1.0000
16.750 1.2577 0.09062 0.08326 0.0139 0.0511 1.0000
17.000 1.2532 0.09468 0.08749 0.0133 0.0505 1.0000
17.250 1.2475 0.09896 0.09195 0.0124 0.0499 1.0000
17.500 1.2411 0.10355 0.09668 0.0114 0.0493 1.0000
17.750 1.2245 0.10938 0.10275 0.0092 0.0493 1.0000
18.000 1.1952 0.11722 0.11092 0.0050 0.0498 1.0000
18.250 1.1090 0.13711 0.13144 -0.0079 0.0535 1.0000
18.500 1.0602 0.15260 0.14715 -0.0176 0.0555 1.0000
18.750 1.0272 0.16606 0.16068 -0.0254 0.0570 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M18 AIRFOIL (m18-il)