NACA M19 AIRFOIL (m19-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M19 AIRFOIL (m19-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 57.81 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m19-il-100000.txt Download as CSV file: xf-m19-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA M19 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.500 -0.3580 0.15821 0.15405 0.0064 1.0000 0.0277
-12.250 -0.3579 0.15695 0.15281 0.0050 1.0000 0.0277
-10.500 -0.4352 0.14208 0.13777 0.0149 1.0000 0.0283
-10.250 -0.4243 0.13600 0.13171 0.0150 1.0000 0.0289
-10.000 -0.4160 0.13191 0.12764 0.0141 1.0000 0.0296
-9.750 -0.4081 0.12831 0.12407 0.0129 1.0000 0.0304
-9.500 -0.4003 0.12494 0.12074 0.0113 1.0000 0.0313
-9.250 -0.3924 0.12169 0.11752 0.0096 1.0000 0.0324
-9.000 -0.3842 0.11848 0.11436 0.0077 1.0000 0.0334
-8.750 -0.3758 0.11532 0.11125 0.0056 1.0000 0.0343
-8.500 -0.3670 0.11223 0.10822 0.0032 1.0000 0.0352
-8.250 -0.3576 0.10939 0.10544 0.0002 1.0000 0.0362
-8.000 -0.3479 0.10725 0.10334 -0.0040 1.0000 0.0371
-7.750 -0.3377 0.10595 0.10214 -0.0104 1.0000 0.0376
-7.500 -0.3197 0.10476 0.10098 -0.0197 1.0000 0.0379
-6.750 -0.2685 0.08817 0.08446 -0.0282 0.9631 0.0404
-6.500 -0.2467 0.08403 0.08025 -0.0322 0.9424 0.0421
-6.250 -0.2299 0.08091 0.07706 -0.0351 0.9225 0.0442
-6.000 -0.2138 0.07832 0.07438 -0.0379 0.9047 0.0471
-5.750 -0.1789 0.07881 0.07462 -0.0470 0.8877 0.0503
-5.500 -0.1562 0.07632 0.07198 -0.0510 0.8746 0.0510
-5.250 -0.1557 0.07035 0.06606 -0.0474 0.8639 0.0523
-5.000 -0.1444 0.06699 0.06265 -0.0467 0.8533 0.0544
-4.750 -0.1261 0.06429 0.05985 -0.0480 0.8426 0.0576
-4.500 -0.0828 0.06440 0.05960 -0.0547 0.8312 0.0634
-4.250 -0.0653 0.06020 0.05533 -0.0557 0.8221 0.0648
-4.000 -0.0569 0.05630 0.05144 -0.0540 0.8138 0.0683
-3.750 -0.0100 0.05736 0.05201 -0.0592 0.8033 0.0773
-3.500 0.0009 0.05203 0.04675 -0.0586 0.7954 0.0790
-3.250 0.0178 0.04898 0.04363 -0.0582 0.7870 0.0831
-3.000 0.0563 0.04836 0.04260 -0.0611 0.7779 0.0917
-2.750 0.0695 0.04467 0.03893 -0.0600 0.7710 0.0959
-2.500 0.1000 0.04304 0.03707 -0.0616 0.7617 0.1069
-2.250 0.1313 0.04254 0.03619 -0.0623 0.7541 0.1190
-2.000 0.1488 0.03899 0.03268 -0.0621 0.7459 0.1240
-1.750 0.1763 0.03744 0.03091 -0.0626 0.7382 0.1358
-1.500 0.2024 0.03588 0.02915 -0.0627 0.7306 0.1491
-1.250 0.2314 0.03544 0.02842 -0.0631 0.7223 0.1740
-1.000 0.2518 0.03280 0.02578 -0.0626 0.7156 0.1923
-0.750 0.2771 0.03139 0.02426 -0.0629 0.7073 0.2208
-0.500 0.2995 0.02982 0.02256 -0.0622 0.7009 0.2628
-0.250 0.3224 0.02824 0.02095 -0.0622 0.6926 0.3172
0.000 0.3462 0.02667 0.01926 -0.0614 0.6866 0.3593
0.250 0.3743 0.02568 0.01817 -0.0617 0.6782 0.3856
0.500 0.4052 0.02513 0.01732 -0.0614 0.6723 0.3838
0.750 0.4559 0.02623 0.01763 -0.0624 0.6640 0.1834
1.000 0.4890 0.02533 0.01618 -0.0613 0.6584 0.1295
1.250 0.5184 0.02468 0.01533 -0.0612 0.6505 0.1149
1.500 0.5466 0.02397 0.01435 -0.0604 0.6447 0.1070
1.750 0.5747 0.02374 0.01401 -0.0604 0.6371 0.1039
2.000 0.6020 0.02322 0.01343 -0.0599 0.6310 0.1032
2.250 0.6301 0.02302 0.01320 -0.0599 0.6239 0.1039
2.500 0.6572 0.02270 0.01285 -0.0595 0.6176 0.1073
2.750 0.6829 0.02265 0.01278 -0.0591 0.6117 0.1149
3.000 0.7085 0.02272 0.01290 -0.0589 0.6046 0.1368
3.250 0.7545 0.02095 0.01247 -0.0620 0.5997 1.0000
3.500 0.7797 0.02164 0.01312 -0.0623 0.5913 1.0000
3.750 0.8051 0.02186 0.01321 -0.0615 0.5869 1.0000
4.000 0.8297 0.02270 0.01412 -0.0619 0.5793 1.0000
4.250 0.8549 0.02301 0.01443 -0.0613 0.5743 1.0000
4.500 0.8794 0.02369 0.01518 -0.0613 0.5680 1.0000
4.750 0.9040 0.02430 0.01585 -0.0611 0.5619 1.0000
5.000 0.9296 0.02457 0.01612 -0.0605 0.5583 1.0000
5.250 0.9520 0.02590 0.01767 -0.0611 0.5507 1.0000
5.500 0.9786 0.02389 0.01555 -0.0580 0.5345 1.0000
5.750 1.0049 0.02216 0.01365 -0.0554 0.5173 1.0000
6.000 1.0297 0.02202 0.01363 -0.0546 0.5056 1.0000
6.250 1.0546 0.02053 0.01206 -0.0524 0.4808 1.0000
6.500 1.0784 0.01944 0.01099 -0.0506 0.4490 1.0000
6.750 1.1013 0.01905 0.01066 -0.0493 0.4097 1.0000
7.000 1.1196 0.01948 0.01074 -0.0478 0.3187 1.0000
7.250 1.1104 0.02417 0.01364 -0.0457 0.0705 1.0000
7.500 1.1220 0.02607 0.01552 -0.0443 0.0536 1.0000
7.750 1.1353 0.02758 0.01723 -0.0429 0.0490 1.0000
8.000 1.1445 0.02935 0.01919 -0.0414 0.0465 1.0000
8.250 1.1480 0.03145 0.02153 -0.0396 0.0451 1.0000
8.500 1.1450 0.03379 0.02404 -0.0376 0.0444 1.0000
8.750 1.1409 0.03639 0.02675 -0.0360 0.0440 1.0000
9.000 1.1416 0.03870 0.02916 -0.0346 0.0437 1.0000
9.250 1.1468 0.04057 0.03106 -0.0326 0.0435 1.0000
9.500 1.1601 0.04182 0.03229 -0.0301 0.0426 1.0000
9.750 1.1805 0.04284 0.03331 -0.0276 0.0408 1.0000
10.000 1.2291 0.04387 0.03429 -0.0251 0.0412 1.0000
10.250 1.3140 0.04904 0.03944 -0.0279 0.0443 1.0000
10.500 1.3263 0.04976 0.04073 -0.0252 0.0474 1.0000
10.750 1.3738 0.05769 0.04891 -0.0262 0.0555 1.0000
11.000 1.3690 0.05765 0.04980 -0.0217 0.0621 1.0000
11.250 1.4014 0.06290 0.05578 -0.0199 0.0828 1.0000
11.500 1.4081 0.07134 0.06539 -0.0174 0.1183 1.0000
11.750 1.3728 0.07420 0.06874 -0.0144 0.1199 1.0000
12.000 1.3415 0.07784 0.07262 -0.0125 0.1206 1.0000
12.250 1.3121 0.08232 0.07729 -0.0125 0.1206 1.0000
12.500 1.2836 0.08754 0.08266 -0.0136 0.1202 1.0000
12.750 1.2558 0.09346 0.08870 -0.0156 0.1196 1.0000
13.000 1.2285 0.10006 0.09540 -0.0183 0.1190 1.0000
13.250 1.2013 0.10740 0.10281 -0.0217 0.1185 1.0000
13.500 1.1735 0.11556 0.11103 -0.0258 0.1180 1.0000
13.750 1.1446 0.12471 0.12021 -0.0309 0.1177 1.0000
14.000 1.1139 0.13515 0.13064 -0.0372 0.1174 1.0000
14.250 1.0774 0.14825 0.14365 -0.0463 0.1175 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M19 AIRFOIL (m19-il)