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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M19 AIRFOIL (m19-il)