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

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
<< Back to NACA M19 AIRFOIL (m19-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA M19 AIRFOIL (m19-il)