NACA M20 AIRFOIL (m20-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M20 AIRFOIL (m20-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 55.93 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m20-il-100000.txt Download as CSV file: xf-m20-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA M20 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3165 0.10961 0.10563 -0.0136 1.0000 0.0487
-8.250 -0.3087 0.10845 0.10457 -0.0205 1.0000 0.0496
-8.000 -0.3032 0.10784 0.10403 -0.0290 0.9910 0.0500
-7.750 -0.2750 0.10592 0.10198 -0.0422 0.9610 0.0503
-7.500 -0.2622 0.09565 0.09177 -0.0354 0.9515 0.0517
-7.250 -0.2483 0.09144 0.08752 -0.0354 0.9332 0.0537
-7.000 -0.2390 0.08865 0.08467 -0.0365 0.9149 0.0559
-6.750 -0.2303 0.08617 0.08213 -0.0381 0.8988 0.0582
-6.500 -0.2189 0.08396 0.07985 -0.0411 0.8843 0.0607
-6.250 -0.1944 0.08461 0.08027 -0.0505 0.8697 0.0629
-6.000 -0.1764 0.08214 0.07767 -0.0544 0.8580 0.0636
-5.750 -0.1745 0.07608 0.07169 -0.0504 0.8489 0.0647
-5.500 -0.1654 0.07247 0.06805 -0.0489 0.8391 0.0664
-5.250 -0.1503 0.06961 0.06512 -0.0497 0.8289 0.0692
-5.000 -0.1309 0.06733 0.06270 -0.0517 0.8200 0.0740
-4.750 -0.0938 0.06685 0.06184 -0.0587 0.8102 0.0779
-4.500 -0.0855 0.06202 0.05709 -0.0571 0.8018 0.0794
-4.250 -0.0710 0.05906 0.05407 -0.0565 0.7939 0.0822
-4.000 -0.0479 0.05676 0.05162 -0.0580 0.7848 0.0872
-3.750 -0.0140 0.05572 0.05016 -0.0612 0.7778 0.0926
-3.500 -0.0005 0.05194 0.04648 -0.0607 0.7688 0.0957
-3.250 0.0362 0.05265 0.04663 -0.0628 0.7622 0.1064
-3.000 0.0500 0.04796 0.04210 -0.0627 0.7535 0.1086
-2.750 0.0696 0.04571 0.03972 -0.0620 0.7476 0.1141
-2.500 0.0997 0.04420 0.03797 -0.0637 0.7386 0.1227
-2.250 0.1203 0.04210 0.03575 -0.0630 0.7328 0.1297
-2.000 0.1472 0.04042 0.03392 -0.0640 0.7243 0.1394
-1.750 0.1714 0.03884 0.03213 -0.0638 0.7185 0.1536
-1.500 0.1967 0.03738 0.03057 -0.0643 0.7104 0.1689
-1.250 0.2210 0.03588 0.02890 -0.0639 0.7044 0.1852
-1.000 0.2467 0.03476 0.02763 -0.0643 0.6970 0.2105
-0.750 0.2698 0.03326 0.02603 -0.0640 0.6907 0.2402
-0.500 0.2914 0.03174 0.02444 -0.0634 0.6851 0.2840
-0.250 0.3137 0.03017 0.02287 -0.0632 0.6776 0.3288
0.000 0.3377 0.02872 0.02128 -0.0623 0.6729 0.3668
0.250 0.3643 0.02772 0.02022 -0.0626 0.6652 0.3978
0.500 0.3950 0.02689 0.01919 -0.0627 0.6599 0.3949
0.750 0.4566 0.02779 0.01874 -0.0636 0.6544 0.1288
1.000 0.4864 0.02704 0.01773 -0.0634 0.6476 0.1140
1.250 0.5156 0.02653 0.01678 -0.0624 0.6433 0.1062
1.500 0.5431 0.02617 0.01641 -0.0628 0.6363 0.1052
1.750 0.5707 0.02564 0.01581 -0.0626 0.6310 0.1077
2.000 0.5978 0.02513 0.01527 -0.0620 0.6273 0.1144
2.250 0.6253 0.02532 0.01552 -0.0626 0.6192 0.1182
2.500 0.6531 0.02494 0.01510 -0.0622 0.6148 0.1250
2.750 0.6781 0.02497 0.01512 -0.0617 0.6099 0.1388
3.000 0.7021 0.02510 0.01546 -0.0616 0.6033 0.1978
3.250 0.7625 0.02351 0.01503 -0.0676 0.5990 1.0000
3.500 0.7854 0.02444 0.01596 -0.0677 0.5926 1.0000
3.750 0.8091 0.02501 0.01648 -0.0673 0.5872 1.0000
4.000 0.8344 0.02515 0.01651 -0.0664 0.5838 1.0000
4.250 0.8552 0.02639 0.01784 -0.0666 0.5766 1.0000
4.500 0.8787 0.02697 0.01843 -0.0662 0.5718 1.0000
4.750 0.9046 0.02708 0.01848 -0.0654 0.5688 1.0000
5.000 0.9223 0.02876 0.02031 -0.0657 0.5609 1.0000
5.250 0.9460 0.02927 0.02084 -0.0651 0.5565 1.0000
5.500 0.9726 0.02932 0.02089 -0.0644 0.5537 1.0000
5.750 0.9853 0.03163 0.02341 -0.0646 0.5450 1.0000
6.000 1.0100 0.03195 0.02377 -0.0639 0.5410 1.0000
6.250 1.0384 0.03180 0.02362 -0.0631 0.5386 1.0000
6.500 1.0449 0.03470 0.02680 -0.0631 0.5284 1.0000
6.750 1.0764 0.03389 0.02601 -0.0621 0.5250 1.0000
7.000 1.0867 0.03588 0.02819 -0.0615 0.5150 1.0000
7.250 1.1342 0.03150 0.02368 -0.0591 0.5061 1.0000
7.500 1.1691 0.02816 0.02027 -0.0566 0.4879 1.0000
7.750 1.1981 0.02656 0.01866 -0.0551 0.4736 1.0000
8.000 1.2256 0.02499 0.01709 -0.0534 0.4553 1.0000
8.250 1.2501 0.02358 0.01572 -0.0516 0.4307 1.0000
8.500 1.2679 0.02267 0.01483 -0.0493 0.3880 1.0000
8.750 1.2773 0.02315 0.01511 -0.0467 0.3093 1.0000
9.000 1.2622 0.02624 0.01719 -0.0428 0.1792 1.0000
9.250 1.2386 0.03000 0.02034 -0.0389 0.0943 1.0000
9.500 1.2210 0.03337 0.02353 -0.0361 0.0784 1.0000
9.750 1.2125 0.03655 0.02677 -0.0348 0.0694 1.0000
10.000 1.2031 0.04008 0.03036 -0.0339 0.0645 1.0000
10.250 1.1998 0.04315 0.03359 -0.0332 0.0608 1.0000
10.500 1.1947 0.04649 0.03707 -0.0327 0.0583 1.0000
10.750 1.1886 0.04998 0.04069 -0.0323 0.0564 1.0000
11.000 1.1815 0.05359 0.04440 -0.0319 0.0550 1.0000
11.250 1.1742 0.05712 0.04804 -0.0313 0.0537 1.0000
11.500 1.1736 0.05975 0.05074 -0.0303 0.0526 1.0000
11.750 1.1787 0.06159 0.05265 -0.0289 0.0512 1.0000
12.000 1.1880 0.06285 0.05394 -0.0271 0.0489 1.0000
12.250 1.2025 0.06345 0.05449 -0.0247 0.0465 1.0000
12.500 1.2383 0.06200 0.05288 -0.0203 0.0450 1.0000
12.750 1.3027 0.06030 0.05113 -0.0154 0.0443 1.0000
13.000 1.3887 0.06341 0.05437 -0.0138 0.0431 1.0000
13.250 1.4003 0.06627 0.05750 -0.0127 0.0433 1.0000
13.500 1.3975 0.06837 0.05990 -0.0113 0.0439 1.0000
13.750 1.3919 0.07111 0.06302 -0.0100 0.0450 1.0000
14.000 1.3743 0.07505 0.06741 -0.0091 0.0463 1.0000
14.250 1.3592 0.07959 0.07234 -0.0088 0.0476 1.0000
14.500 1.3471 0.08444 0.07755 -0.0087 0.0491 1.0000
14.750 1.3356 0.08955 0.08291 -0.0089 0.0504 1.0000
15.000 1.1600 0.08674 0.08031 0.0025 0.0468 1.0000
15.250 1.1327 0.09151 0.08536 0.0020 0.0475 1.0000
15.500 1.1012 0.09590 0.09000 0.0013 0.0479 1.0000
15.750 1.0707 0.10053 0.09488 0.0000 0.0485 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M20 AIRFOIL (m20-il)