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

NACA M20 AIRFOIL (m20-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA M20 AIRFOIL (m20-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 10.42 at α=2.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-m20-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-m20-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.500  -0.3504   0.12618   0.12018  -0.0058   1.0000   0.0891
  -9.250  -0.3495   0.12558   0.11968  -0.0095   1.0000   0.0909
  -9.000  -0.3523   0.12588   0.12010  -0.0143   1.0000   0.0915
  -8.750  -0.3289   0.11654   0.11076  -0.0122   1.0000   0.0947
  -8.500  -0.3180   0.11270   0.10697  -0.0136   1.0000   0.0981
  -8.250  -0.3102   0.10983   0.10415  -0.0162   1.0000   0.1015
  -8.000  -0.3064   0.10815   0.10258  -0.0201   1.0000   0.1043
  -7.750  -0.3080   0.10810   0.10267  -0.0259   1.0000   0.1056
  -7.500  -0.3160   0.10894   0.10362  -0.0293   1.0000   0.1060
  -7.250  -0.3075   0.10167   0.09645  -0.0243   1.0000   0.1085
  -7.000  -0.3285   0.10178   0.09668  -0.0205   1.0000   0.1089
  -6.750  -0.3450   0.10125   0.09625  -0.0174   1.0000   0.1098
  -6.500  -0.3583   0.10039   0.09547  -0.0149   1.0000   0.1110
  -6.250  -0.3644   0.09896   0.09408  -0.0142   0.9988   0.1133
  -6.000  -0.3250   0.09897   0.09384  -0.0315   0.9841   0.1205
  -5.750  -0.3058   0.09040   0.08538  -0.0291   0.9775   0.1265
  -5.500  -0.2683   0.08916   0.08391  -0.0419   0.9647   0.1353
  -5.250  -0.2437   0.08236   0.07713  -0.0426   0.9574   0.1420
  -5.000  -0.2120   0.07989   0.07449  -0.0507   0.9457   0.1509
  -4.750  -0.1811   0.07646   0.07093  -0.0556   0.9362   0.1628
  -4.500  -0.1503   0.07206   0.06647  -0.0597   0.9278   0.1751
  -4.250  -0.1271   0.06913   0.06345  -0.0626   0.9173   0.1884
  -4.000  -0.0933   0.06752   0.06159  -0.0686   0.9074   0.2082
  -3.750  -0.0697   0.06372   0.05775  -0.0703   0.8986   0.2243
  -3.500  -0.0543   0.06122   0.05521  -0.0705   0.8885   0.2413
  -3.250  -0.0271   0.05839   0.05227  -0.0727   0.8804   0.2708
  -3.000  -0.0151   0.05633   0.05019  -0.0720   0.8705   0.3014
  -2.750  -0.0064   0.05407   0.04794  -0.0702   0.8617   0.3493
  -2.500   0.0010   0.05093   0.04488  -0.0671   0.8540   0.4196
  -2.250   0.0040   0.04889   0.04289  -0.0637   0.8451   0.4658
  -2.000   0.0235   0.04621   0.04020  -0.0626   0.8382   0.5156
  -1.750   0.0312   0.04482   0.03881  -0.0606   0.8293   0.5429
  -1.500   0.0628   0.04261   0.03649  -0.0619   0.8227   0.5761
  -1.250   0.0767   0.04189   0.03568  -0.0617   0.8137   0.5893
  -1.000   0.1255   0.04067   0.03413  -0.0669   0.8072   0.5961
  -0.750   0.1453   0.04064   0.03395  -0.0682   0.7981   0.5896
  -0.500   0.2090   0.04183   0.03442  -0.0771   0.7904   0.5189
  -0.250   0.2555   0.04419   0.03609  -0.0825   0.7816   0.4108
   0.000   0.3025   0.04591   0.03711  -0.0857   0.7743   0.3072
   0.250   0.3316   0.04684   0.03757  -0.0862   0.7669   0.2497
   0.500   0.3700   0.04664   0.03694  -0.0873   0.7611   0.2124
   0.750   0.3792   0.04755   0.03768  -0.0861   0.7542   0.1998
   1.000   0.4173   0.04731   0.03709  -0.0871   0.7485   0.1874
   1.250   0.4233   0.04843   0.03810  -0.0857   0.7426   0.1860
   1.500   0.4413   0.04915   0.03863  -0.0851   0.7371   0.1849
   1.750   0.4851   0.04925   0.03833  -0.0871   0.7315   0.1810
   2.000   0.4801   0.05100   0.03999  -0.0845   0.7269   0.1802
   2.250   0.4982   0.05200   0.04085  -0.0843   0.7225   0.1805
   2.500   0.5423   0.05205   0.04078  -0.0861   0.7170   0.1861
   2.750   0.5361   0.05400   0.04270  -0.0837   0.7141   0.1882
   3.000   0.5416   0.05560   0.04426  -0.0825   0.7119   0.1951
   3.250   0.5496   0.05716   0.04580  -0.0816   0.7105   0.2073
   3.500   0.5586   0.05869   0.04736  -0.0809   0.7095   0.2225
   3.750   0.5658   0.06038   0.04913  -0.0803   0.7109   0.2407
   4.000   0.5775   0.06196   0.05094  -0.0804   0.7140   0.2914
   4.250   0.6008   0.06281   0.05253  -0.0812   0.7164   1.0000
   5.250   0.5384   0.07318   0.06291  -0.0759   0.8254   1.0000
   5.500   0.5534   0.07503   0.06458  -0.0755   0.8125   1.0000
   5.750   0.5697   0.07706   0.06648  -0.0754   0.8003   1.0000
   6.000   0.5945   0.07978   0.06911  -0.0767   0.7906   1.0000
   6.250   0.6186   0.08229   0.07157  -0.0776   0.7780   1.0000
   6.500   0.6283   0.08390   0.07316  -0.0766   0.7644   1.0000
   6.750   0.6380   0.08572   0.07497  -0.0757   0.7514   1.0000
   7.000   0.6501   0.08781   0.07705  -0.0752   0.7389   1.0000
   7.250   0.6652   0.09018   0.07943  -0.0752   0.7270   1.0000
   7.500   0.6899   0.09325   0.08254  -0.0763   0.7160   1.0000
   7.750   0.7129   0.09607   0.08541  -0.0771   0.7025   1.0000
   8.250   0.7244   0.09974   0.08917  -0.0749   0.6754   1.0000
   8.500   0.7315   0.10202   0.09150  -0.0742   0.6633   1.0000
   8.750   0.7436   0.10473   0.09428  -0.0741   0.6523   1.0000
   9.000   0.7764   0.10879   0.09848  -0.0760   0.6422   1.0000
   9.250   0.7720   0.11023   0.09997  -0.0743   0.6295   1.0000
   9.500   0.7742   0.11251   0.10233  -0.0735   0.6182   1.0000
   9.750   0.7882   0.11573   0.10564  -0.0738   0.6095   1.0000
  10.000   0.8045   0.11871   0.10875  -0.0742   0.5989   1.0000
  10.250   0.8001   0.12084   0.11094  -0.0732   0.5897   1.0000
  10.500   0.8312   0.12539   0.11570  -0.0749   0.5827   1.0000
  10.750   0.8202   0.12659   0.11694  -0.0734   0.5719   1.0000
  11.000   0.8325   0.13008   0.12056  -0.0738   0.5656   1.0000
<< Back to NACA M20 AIRFOIL (m20-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA M20 AIRFOIL (m20-il)