NACA M18 AIRFOIL (m18-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M18 AIRFOIL (m18-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 11.08 at α=0.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m18-il-50000.txt Download as CSV file: xf-m18-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.3725 0.12135 0.11466 -0.0115 1.0000 0.1785
-9.500 -0.3761 0.11938 0.11276 -0.0138 1.0000 0.1851
-9.250 -0.4018 0.11973 0.11328 -0.0189 1.0000 0.1872
-9.000 -0.3584 0.11186 0.10533 -0.0151 1.0000 0.1973
-8.750 -0.3769 0.11116 0.10477 -0.0191 1.0000 0.2032
-8.500 -0.3504 0.10545 0.09907 -0.0175 1.0000 0.2106
-8.250 -0.3605 0.10377 0.09751 -0.0202 1.0000 0.2189
-8.000 -0.3470 0.09939 0.09319 -0.0201 1.0000 0.2250
-7.750 -0.3507 0.09713 0.09104 -0.0216 1.0000 0.2346
-7.500 -0.3464 0.09362 0.08764 -0.0220 1.0000 0.2413
-7.250 -0.3546 0.09179 0.08595 -0.0217 1.0000 0.2505
-7.000 -0.3950 0.09253 0.08692 -0.0179 1.0000 0.2523
-6.750 -0.4353 0.09343 0.08796 -0.0135 1.0000 0.2531
-6.500 -0.4238 0.08976 0.08437 -0.0097 1.0000 0.2599
-6.250 -0.4468 0.08917 0.08388 -0.0062 1.0000 0.2653
-6.000 -0.4898 0.09002 0.08476 -0.0049 1.0000 0.2700
-5.750 -0.4767 0.08608 0.08092 -0.0008 1.0000 0.2783
-5.500 -0.5035 0.08529 0.08015 -0.0001 1.0000 0.2878
-5.250 -0.4849 0.08134 0.07621 -0.0006 0.9945 0.3063
-5.000 -0.4641 0.07777 0.07259 -0.0038 0.9844 0.3380
-4.750 0.0721 0.05352 0.04768 -0.0332 1.0000 1.0000
-4.500 0.0606 0.05402 0.04826 -0.0308 1.0000 1.0000
-4.250 0.0494 0.05440 0.04871 -0.0285 1.0000 1.0000
-4.000 -0.0186 0.05752 0.05201 -0.0149 0.9831 0.9349
-3.750 -0.1190 0.05896 0.05362 -0.0034 0.9600 0.8040
-3.500 -0.1946 0.05830 0.05312 0.0017 0.9418 0.7330
-3.250 -0.2388 0.05633 0.05125 0.0039 0.9256 0.6932
-3.000 -0.2899 0.05388 0.04883 0.0033 0.9093 0.6513
-2.750 -0.1607 0.04854 0.04053 -0.0482 0.8922 0.2286
-2.500 -0.1308 0.04697 0.03796 -0.0485 0.8811 0.1876
-2.250 -0.0960 0.04467 0.03546 -0.0503 0.8722 0.1780
-2.000 -0.0593 0.04324 0.03338 -0.0515 0.8628 0.1684
-1.750 -0.0336 0.04221 0.03208 -0.0515 0.8530 0.1665
-1.500 0.0115 0.04100 0.03042 -0.0542 0.8449 0.1689
-1.250 0.0295 0.04079 0.02991 -0.0529 0.8345 0.1706
-1.000 0.0814 0.03931 0.02829 -0.0567 0.8276 0.1755
-0.750 0.0956 0.03944 0.02832 -0.0551 0.8174 0.1799
-0.500 0.1607 0.03842 0.02707 -0.0605 0.8108 0.2020
-0.250 0.1733 0.03878 0.02746 -0.0590 0.8006 0.2153
0.000 0.2190 0.03761 0.02659 -0.0612 0.7947 0.2754
0.250 0.2165 0.03778 0.02726 -0.0575 0.7860 0.3428
0.500 0.3967 0.03580 0.02598 -0.0822 0.7790 1.0000
0.750 0.3912 0.03743 0.02750 -0.0784 0.7697 1.0000
1.000 0.4161 0.03820 0.02809 -0.0782 0.7630 1.0000
1.250 0.4095 0.03993 0.02972 -0.0743 0.7553 1.0000
1.500 0.4229 0.04107 0.03073 -0.0728 0.7483 1.0000
1.750 0.4341 0.04237 0.03191 -0.0710 0.7421 1.0000
2.000 0.4176 0.04425 0.03372 -0.0659 0.7360 1.0000
2.250 0.4453 0.04522 0.03457 -0.0663 0.7299 1.0000
2.500 0.4349 0.04701 0.03629 -0.0620 0.7248 1.0000
2.750 0.4255 0.04879 0.03800 -0.0581 0.7202 1.0000
3.000 0.4431 0.05010 0.03922 -0.0574 0.7147 1.0000
3.250 0.4536 0.05164 0.04070 -0.0560 0.7095 1.0000
3.500 0.4452 0.05359 0.04260 -0.0529 0.7062 1.0000
3.750 0.4503 0.05529 0.04425 -0.0512 0.7018 1.0000
4.000 0.4835 0.05655 0.04545 -0.0523 0.6946 1.0000
4.250 0.4740 0.05868 0.04755 -0.0495 0.6921 1.0000
4.500 0.4729 0.06070 0.04956 -0.0477 0.6895 1.0000
4.750 0.4760 0.06277 0.05161 -0.0466 0.6879 1.0000
5.000 0.4803 0.06490 0.05373 -0.0456 0.6868 1.0000
5.250 0.4832 0.06740 0.05623 -0.0451 0.6906 1.0000
5.500 0.4986 0.07009 0.05892 -0.0459 0.6945 1.0000
6.250 0.4467 0.07848 0.06741 -0.0421 0.7652 1.0000
6.500 0.4575 0.08043 0.06937 -0.0415 0.7539 1.0000
6.750 0.4888 0.08374 0.07270 -0.0437 0.7439 1.0000
7.250 0.5030 0.08689 0.07589 -0.0415 0.7178 1.0000
7.500 0.5229 0.08979 0.07882 -0.0424 0.7095 1.0000
8.000 0.5434 0.09367 0.08278 -0.0413 0.6844 1.0000
8.250 0.5646 0.09693 0.08609 -0.0424 0.6774 1.0000
8.500 0.5760 0.09890 0.08811 -0.0420 0.6648 1.0000
8.750 0.5770 0.10069 0.08994 -0.0408 0.6537 1.0000
9.000 0.6115 0.10498 0.09433 -0.0431 0.6459 1.0000
9.250 0.6061 0.10590 0.09530 -0.0411 0.6331 1.0000
9.500 0.6101 0.10811 0.09755 -0.0404 0.6224 1.0000
9.750 0.6423 0.11233 0.10188 -0.0423 0.6128 1.0000
10.000 0.6455 0.11388 0.10351 -0.0412 0.5988 1.0000
10.250 0.6441 0.11574 0.10543 -0.0402 0.5865 1.0000
10.500 0.6539 0.11851 0.10829 -0.0402 0.5751 1.0000
10.750 0.6807 0.12251 0.11240 -0.0413 0.5636 1.0000
11.000 0.6897 0.12483 0.11483 -0.0410 0.5495 1.0000
11.250 0.6835 0.12667 0.11672 -0.0401 0.5375 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M18 AIRFOIL (m18-il)