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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA M19 AIRFOIL (m19-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 20.78 at α=11.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-m19-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-m19-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.500  -0.3651   0.11707   0.11136  -0.0022   1.0000   0.0760
  -8.250  -0.3630   0.11684   0.11125  -0.0070   1.0000   0.0769
  -8.000  -0.3571   0.11722   0.11171  -0.0142   1.0000   0.0774
  -7.750  -0.3388   0.10606   0.10053  -0.0079   1.0000   0.0818
  -7.500  -0.3295   0.10289   0.09744  -0.0103   1.0000   0.0851
  -7.250  -0.3187   0.10041   0.09503  -0.0146   1.0000   0.0884
  -7.000  -0.3059   0.10011   0.09479  -0.0225   1.0000   0.0905
  -6.750  -0.2951   0.09655   0.09133  -0.0254   1.0000   0.0918
  -6.500  -0.2898   0.09151   0.08638  -0.0233   1.0000   0.0949
  -6.250  -0.3013   0.09070   0.08568  -0.0211   1.0000   0.0962
  -6.000  -0.3162   0.09031   0.08538  -0.0185   1.0000   0.0971
  -5.750  -0.3265   0.08953   0.08466  -0.0168   1.0000   0.0987
  -5.500  -0.3324   0.08862   0.08378  -0.0162   1.0000   0.1010
  -5.250  -0.3041   0.08945   0.08443  -0.0266   0.9942   0.1049
  -5.000  -0.2874   0.08162   0.07667  -0.0262   0.9864   0.1102
  -4.750  -0.2450   0.07818   0.07307  -0.0360   0.9751   0.1203
  -4.500  -0.2018   0.07509   0.06973  -0.0448   0.9644   0.1330
  -4.250  -0.1570   0.07150   0.06594  -0.0528   0.9549   0.1463
  -4.000  -0.1364   0.06626   0.06072  -0.0540   0.9450   0.1562
  -3.750  -0.0915   0.06417   0.05834  -0.0620   0.9343   0.1740
  -3.500  -0.0567   0.05885   0.05300  -0.0659   0.9268   0.1948
  -3.250  -0.0295   0.05612   0.05012  -0.0687   0.9159   0.2204
  -3.000  -0.0022   0.05335   0.04725  -0.0711   0.9058   0.2508
  -2.750   0.0280   0.05034   0.04411  -0.0738   0.8969   0.3014
  -2.250   0.0508   0.04457   0.03840  -0.0705   0.8769   0.4277
  -2.000   0.0703   0.04106   0.03494  -0.0691   0.8690   0.4923
  -1.750   0.0850   0.03907   0.03288  -0.0677   0.8587   0.5403
  -1.500   0.1055   0.03703   0.03082  -0.0671   0.8492   0.5748
  -1.250   0.1453   0.03539   0.02897  -0.0700   0.8407   0.5969
  -1.000   0.1793   0.03481   0.02813  -0.0730   0.8301   0.5977
  -0.750   0.2229   0.03495   0.02787  -0.0778   0.8197   0.5707
  -0.500   0.2861   0.03710   0.02917  -0.0855   0.8092   0.4517
  -0.250   0.3380   0.03854   0.02995  -0.0892   0.7999   0.3525
   0.000   0.3698   0.03937   0.03036  -0.0901   0.7895   0.2943
   0.250   0.4045   0.03989   0.03041  -0.0907   0.7806   0.2406
   0.500   0.4377   0.03977   0.02995  -0.0910   0.7724   0.2099
   0.750   0.4597   0.04016   0.03008  -0.0906   0.7630   0.1940
   1.000   0.4952   0.03992   0.02949  -0.0908   0.7560   0.1809
   1.250   0.5162   0.04081   0.03005  -0.0907   0.7465   0.1735
   1.500   0.5454   0.04102   0.03008  -0.0912   0.7387   0.1708
   1.750   0.5729   0.04137   0.03026  -0.0914   0.7309   0.1700
   2.000   0.5922   0.04226   0.03106  -0.0912   0.7231   0.1749
   2.250   0.6170   0.04268   0.03144  -0.0909   0.7161   0.1871
   2.500   0.6299   0.04384   0.03264  -0.0903   0.7088   0.1958
   2.750   0.6500   0.04460   0.03339  -0.0898   0.7025   0.2078
   3.000   0.6644   0.04583   0.03462  -0.0892   0.6964   0.2272
   3.250   0.6764   0.04704   0.03605  -0.0887   0.6901   0.2730
   3.500   0.7178   0.04675   0.03634  -0.0903   0.6846   1.0000
   3.750   0.7116   0.04958   0.03910  -0.0892   0.6799   1.0000
   4.000   0.7205   0.05158   0.04103  -0.0883   0.6754   1.0000
   4.250   0.7467   0.05301   0.04235  -0.0886   0.6707   1.0000
   4.500   0.7386   0.05585   0.04516  -0.0870   0.6692   1.0000
   4.750   0.7386   0.05847   0.04776  -0.0861   0.6687   1.0000
   5.000   0.7416   0.06103   0.05031  -0.0855   0.6688   1.0000
   5.250   0.7512   0.06360   0.05287  -0.0856   0.6704   1.0000
   6.500   0.6841   0.07954   0.06900  -0.0840   0.7875   1.0000
   6.750   0.6954   0.08154   0.07103  -0.0834   0.7755   1.0000
   7.000   0.7089   0.08376   0.07333  -0.0832   0.7637   1.0000
   7.250   0.7245   0.08611   0.07574  -0.0831   0.7511   1.0000
   7.500   0.7401   0.08847   0.07818  -0.0831   0.7375   1.0000
   7.750   0.7547   0.09080   0.08060  -0.0829   0.7230   1.0000
   8.000   0.7693   0.09325   0.08315  -0.0827   0.7091   1.0000
   8.250   0.7842   0.09585   0.08588  -0.0827   0.6960   1.0000
   8.500   0.8013   0.09871   0.08894  -0.0830   0.6834   1.0000
   8.750   0.8195   0.10172   0.09212  -0.0834   0.6703   1.0000
   9.000   0.8380   0.10482   0.09541  -0.0838   0.6571   1.0000
   9.250   0.8492   0.10750   0.09826  -0.0833   0.6425   1.0000
   9.500   0.8431   0.10885   0.09970  -0.0811   0.6236   1.0000
   9.750   1.1049   0.05640   0.04574  -0.0367   0.0875   1.0000
  10.000   1.1004   0.05980   0.04917  -0.0360   0.0838   1.0000
  10.250   1.0963   0.06292   0.05223  -0.0348   0.0805   1.0000
  10.500   1.1028   0.06482   0.05424  -0.0330   0.0771   1.0000
  10.750   1.1200   0.06537   0.05488  -0.0296   0.0746   1.0000
  11.250   1.3132   0.06319   0.05342  -0.0178   0.0718   1.0000
  11.500   1.3247   0.06691   0.05755  -0.0165   0.0719   1.0000
  11.750   1.3245   0.07063   0.06167  -0.0149   0.0727   1.0000
  12.000   1.3185   0.07457   0.06598  -0.0135   0.0739   1.0000
  12.250   1.3095   0.07882   0.07056  -0.0127   0.0753   1.0000
  12.500   1.2994   0.08342   0.07544  -0.0123   0.0767   1.0000
  12.750   1.2915   0.08846   0.08070  -0.0123   0.0782   1.0000
  13.000   1.2995   0.09399   0.08643  -0.0120   0.0808   1.0000
  13.250   1.2697   0.09862   0.09131  -0.0133   0.0811   1.0000
  13.500   1.2387   0.10420   0.09710  -0.0158   0.0813   1.0000
  13.750   1.2067   0.11072   0.10381  -0.0194   0.0814   1.0000
  14.000   1.1693   0.11869   0.11196  -0.0248   0.0818   1.0000
  14.250   1.0980   0.13489   0.12830  -0.0383   0.0864   1.0000
  14.500   1.0754   0.14584   0.13924  -0.0448   0.0899   1.0000
  14.750   1.0783   0.15148   0.14489  -0.0460   0.0921   1.0000
  15.000   1.0381   0.17025   0.16344  -0.0598   0.1018   1.0000
  15.250   0.8118   0.15353   0.14714  -0.0364   0.0963   1.0000
<< Back to NACA M19 AIRFOIL (m19-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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