NACA M19 AIRFOIL (m19-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M19 AIRFOIL (m19-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 37.84 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m19-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-m19-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.3537 0.11938 0.11360 -0.0032 1.0000 0.0451
-8.500 -0.3480 0.11782 0.11213 -0.0067 1.0000 0.0457
-8.250 -0.3429 0.11642 0.11084 -0.0107 1.0000 0.0460
-8.000 -0.3347 0.11490 0.10940 -0.0158 1.0000 0.0462
-7.750 -0.3230 0.10829 0.10289 -0.0153 1.0000 0.0470
-7.500 -0.3110 0.10236 0.09699 -0.0141 1.0000 0.0495
-7.250 -0.3002 0.09908 0.09378 -0.0167 1.0000 0.0523
-7.000 -0.2890 0.09639 0.09112 -0.0204 1.0000 0.0556
-6.750 -0.2620 0.09508 0.08974 -0.0312 0.9497 0.0588
-6.250 -0.2256 0.08565 0.08022 -0.0367 0.9105 0.0622
-6.000 -0.2094 0.08218 0.07666 -0.0386 0.8940 0.0656
-5.750 -0.1900 0.07959 0.07395 -0.0423 0.8783 0.0701
-5.500 -0.1555 0.07990 0.07395 -0.0515 0.8626 0.0730
-5.250 -0.1529 0.07362 0.06777 -0.0478 0.8522 0.0758
-5.000 -0.1354 0.07075 0.06479 -0.0492 0.8404 0.0830
-4.750 -0.1064 0.06888 0.06270 -0.0544 0.8287 0.0879
-4.500 -0.0941 0.06485 0.05860 -0.0535 0.8187 0.0921
-4.250 -0.0571 0.06446 0.05779 -0.0591 0.8084 0.1007
-4.000 -0.0462 0.05955 0.05294 -0.0580 0.7993 0.1040
-3.750 -0.0182 0.05765 0.05078 -0.0607 0.7896 0.1163
-3.500 0.0104 0.05631 0.04909 -0.0627 0.7811 0.1293
-3.250 0.0246 0.05183 0.04469 -0.0620 0.7721 0.1340
-3.000 0.0518 0.04976 0.04233 -0.0636 0.7637 0.1458
-2.500 0.0979 0.04525 0.03748 -0.0648 0.7468 0.1886
-2.250 0.1192 0.04297 0.03503 -0.0647 0.7397 0.2181
-2.000 0.1412 0.04078 0.03273 -0.0648 0.7308 0.2516
-1.500 0.2290 0.03773 0.02835 -0.0683 0.7156 0.0952
-1.250 0.2601 0.03617 0.02629 -0.0683 0.7092 0.0845
-1.000 0.2879 0.03478 0.02465 -0.0686 0.7006 0.0828
-0.750 0.3171 0.03383 0.02326 -0.0684 0.6940 0.0877
-0.500 0.3458 0.03289 0.02195 -0.0684 0.6858 0.0871
-0.250 0.3729 0.03169 0.02051 -0.0682 0.6792 0.0853
0.000 0.4011 0.03077 0.01937 -0.0684 0.6712 0.0837
0.250 0.4289 0.02994 0.01826 -0.0681 0.6648 0.0822
0.500 0.4574 0.02932 0.01736 -0.0681 0.6569 0.0811
0.750 0.4883 0.02870 0.01640 -0.0681 0.6506 0.0802
1.000 0.5188 0.02829 0.01574 -0.0685 0.6427 0.0798
1.250 0.5478 0.02779 0.01501 -0.0682 0.6369 0.0799
1.500 0.5750 0.02759 0.01469 -0.0682 0.6287 0.0806
1.750 0.6009 0.02722 0.01414 -0.0673 0.6236 0.0819
2.000 0.6257 0.02729 0.01415 -0.0672 0.6152 0.0840
2.250 0.6506 0.02710 0.01382 -0.0663 0.6099 0.0871
2.500 0.6748 0.02730 0.01408 -0.0663 0.6020 0.0926
2.750 0.6996 0.02728 0.01401 -0.0656 0.5965 0.1033
3.000 0.7235 0.02747 0.01442 -0.0654 0.5894 0.1464
3.250 0.7634 0.02634 0.01452 -0.0681 0.5831 1.0000
3.500 0.7875 0.02688 0.01497 -0.0677 0.5769 1.0000
3.750 0.8112 0.02749 0.01554 -0.0674 0.5702 1.0000
4.000 0.8362 0.02775 0.01572 -0.0666 0.5659 1.0000
4.250 0.8580 0.02876 0.01688 -0.0667 0.5577 1.0000
4.500 0.8825 0.02917 0.01730 -0.0661 0.5530 1.0000
4.750 0.9041 0.03014 0.01840 -0.0660 0.5461 1.0000
5.000 0.9273 0.03079 0.01915 -0.0656 0.5405 1.0000
5.250 0.9517 0.03124 0.01974 -0.0650 0.5363 1.0000
5.500 0.9703 0.03267 0.02142 -0.0651 0.5286 1.0000
5.750 0.9944 0.03319 0.02210 -0.0644 0.5243 1.0000
6.000 1.0125 0.03459 0.02375 -0.0643 0.5172 1.0000
6.250 1.0429 0.03177 0.02092 -0.0607 0.4953 1.0000
6.500 1.0667 0.03122 0.02060 -0.0590 0.4804 1.0000
6.750 1.0860 0.02972 0.01917 -0.0560 0.4430 1.0000
7.000 1.1050 0.02947 0.01909 -0.0541 0.4137 1.0000
7.250 1.1185 0.02956 0.01915 -0.0519 0.3564 1.0000
7.500 1.1192 0.03115 0.01977 -0.0491 0.1991 1.0000
7.750 1.0968 0.03594 0.02346 -0.0469 0.0771 1.0000
8.000 1.0872 0.03940 0.02675 -0.0453 0.0519 1.0000
8.250 1.0838 0.04239 0.02983 -0.0444 0.0466 1.0000
8.500 1.0809 0.04552 0.03317 -0.0438 0.0435 1.0000
8.750 1.0767 0.04893 0.03671 -0.0434 0.0412 1.0000
9.000 1.0731 0.05237 0.04029 -0.0431 0.0394 1.0000
9.250 1.0702 0.05577 0.04388 -0.0429 0.0375 1.0000
9.500 1.0664 0.05931 0.04758 -0.0428 0.0357 1.0000
9.750 1.0620 0.06295 0.05135 -0.0427 0.0343 1.0000
10.000 1.0569 0.06668 0.05518 -0.0427 0.0331 1.0000
10.250 1.0518 0.07037 0.05898 -0.0425 0.0323 1.0000
10.500 1.0512 0.07346 0.06220 -0.0420 0.0318 1.0000
10.750 1.0525 0.07623 0.06511 -0.0413 0.0313 1.0000
11.000 1.0564 0.07855 0.06758 -0.0402 0.0308 1.0000
11.250 1.0644 0.08020 0.06938 -0.0384 0.0302 1.0000
11.500 1.0787 0.08099 0.07033 -0.0358 0.0293 1.0000
11.750 1.1010 0.08095 0.07056 -0.0322 0.0275 1.0000
12.000 1.1475 0.07901 0.06880 -0.0262 0.0255 1.0000
12.250 1.1902 0.07958 0.06969 -0.0219 0.0253 1.0000
12.500 1.2042 0.08266 0.07312 -0.0206 0.0254 1.0000
12.750 1.2054 0.08656 0.07737 -0.0203 0.0256 1.0000
13.000 1.2013 0.09087 0.08201 -0.0206 0.0258 1.0000
13.250 1.1935 0.09554 0.08698 -0.0214 0.0261 1.0000
13.500 1.1830 0.10057 0.09230 -0.0227 0.0263 1.0000
13.750 1.1705 0.10594 0.09793 -0.0245 0.0265 1.0000
14.000 1.1564 0.11167 0.10390 -0.0269 0.0268 1.0000
14.250 1.1415 0.11780 0.11026 -0.0298 0.0270 1.0000
14.500 1.1263 0.12440 0.11705 -0.0334 0.0273 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M19 AIRFOIL (m19-il)