NACA M20 AIRFOIL (m20-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M20 AIRFOIL (m20-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 26.75 at α=4.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m20-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-m20-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3085 0.11422 0.10854 -0.0198 1.0000 0.0667
-8.250 -0.3071 0.11324 0.10768 -0.0247 1.0000 0.0672
-8.000 -0.3029 0.11249 0.10701 -0.0310 0.9837 0.0676
-7.750 -0.2792 0.10274 0.09726 -0.0265 0.9707 0.0711
-7.500 -0.2623 0.09895 0.09344 -0.0303 0.9421 0.0751
-7.250 -0.2480 0.09610 0.09052 -0.0353 0.9199 0.0788
-7.000 -0.2349 0.09496 0.08928 -0.0423 0.8992 0.0812
-6.750 -0.2193 0.09440 0.08851 -0.0493 0.8818 0.0819
-6.500 -0.2110 0.08787 0.08204 -0.0459 0.8706 0.0834
-6.250 -0.2007 0.08397 0.07809 -0.0447 0.8588 0.0865
-6.000 -0.1878 0.08130 0.07534 -0.0463 0.8467 0.0918
-5.750 -0.1622 0.08193 0.07563 -0.0554 0.8336 0.0967
-5.500 -0.1559 0.07602 0.06984 -0.0522 0.8241 0.0989
-5.250 -0.1424 0.07282 0.06655 -0.0521 0.8148 0.1027
-5.000 -0.1216 0.07069 0.06425 -0.0551 0.8045 0.1089
-4.750 -0.0988 0.06839 0.06173 -0.0586 0.7949 0.1120
-4.500 -0.0867 0.06476 0.05808 -0.0572 0.7870 0.1173
-4.000 -0.0457 0.05982 0.05283 -0.0599 0.7699 0.1338
-3.500 -0.0010 0.05514 0.04781 -0.0623 0.7534 0.1490
-3.250 0.0223 0.05292 0.04538 -0.0635 0.7451 0.1584
-2.750 0.0663 0.04872 0.04087 -0.0644 0.7300 0.1892
-2.500 0.0869 0.04676 0.03877 -0.0645 0.7229 0.2172
-2.250 0.1068 0.04469 0.03659 -0.0643 0.7152 0.2472
-1.750 0.1948 0.04086 0.03141 -0.0684 0.7015 0.0921
-1.500 0.2234 0.03905 0.02921 -0.0683 0.6961 0.0857
-1.250 0.2538 0.03785 0.02757 -0.0687 0.6878 0.0807
-1.000 0.2812 0.03656 0.02592 -0.0684 0.6822 0.0810
-0.750 0.3080 0.03548 0.02462 -0.0686 0.6747 0.0831
-0.500 0.3348 0.03438 0.02327 -0.0684 0.6687 0.0838
0.000 0.3915 0.03274 0.02095 -0.0682 0.6555 0.0816
0.250 0.4198 0.03181 0.01974 -0.0678 0.6510 0.0815
0.500 0.4472 0.03138 0.01911 -0.0681 0.6430 0.0817
0.750 0.4788 0.03069 0.01813 -0.0683 0.6378 0.0824
1.000 0.5092 0.03033 0.01761 -0.0690 0.6310 0.0839
1.250 0.5382 0.02998 0.01714 -0.0691 0.6251 0.0862
1.500 0.5658 0.02962 0.01661 -0.0686 0.6209 0.0929
1.750 0.5901 0.02979 0.01680 -0.0687 0.6130 0.1002
2.000 0.6152 0.02958 0.01650 -0.0680 0.6083 0.1075
2.250 0.6387 0.02965 0.01654 -0.0675 0.6025 0.1153
2.500 0.6619 0.02978 0.01668 -0.0671 0.5964 0.1297
2.750 0.6862 0.02949 0.01653 -0.0663 0.5923 0.1791
3.000 0.7337 0.02862 0.01700 -0.0711 0.5853 1.0000
3.250 0.7570 0.02913 0.01733 -0.0705 0.5801 1.0000
3.500 0.7820 0.02936 0.01738 -0.0697 0.5765 1.0000
3.750 0.8006 0.03056 0.01860 -0.0695 0.5687 1.0000
4.000 0.8241 0.03102 0.01899 -0.0689 0.5642 1.0000
4.250 0.8466 0.03165 0.01959 -0.0683 0.5595 1.0000
4.500 0.8647 0.03282 0.02082 -0.0679 0.5526 1.0000
4.750 0.8887 0.03324 0.02121 -0.0673 0.5486 1.0000
5.000 0.9063 0.03445 0.02252 -0.0668 0.5424 1.0000
5.250 0.9251 0.03549 0.02362 -0.0663 0.5365 1.0000
5.500 0.9498 0.03583 0.02399 -0.0656 0.5330 1.0000
5.750 0.9605 0.03778 0.02607 -0.0650 0.5253 1.0000
6.000 0.9809 0.03860 0.02700 -0.0644 0.5204 1.0000
6.250 1.0070 0.03881 0.02727 -0.0637 0.5173 1.0000
6.500 1.0084 0.04164 0.03028 -0.0629 0.5079 1.0000
6.750 1.0321 0.04210 0.03085 -0.0622 0.5041 1.0000
7.000 1.0326 0.04493 0.03384 -0.0613 0.4953 1.0000
7.250 1.0522 0.04577 0.03486 -0.0605 0.4905 1.0000
7.500 1.0723 0.04657 0.03580 -0.0597 0.4860 1.0000
7.750 1.0673 0.04982 0.03920 -0.0586 0.4762 1.0000
8.250 1.0815 0.05369 0.04336 -0.0565 0.4610 1.0000
8.500 1.1096 0.05335 0.04329 -0.0554 0.4569 1.0000
8.750 1.0969 0.05715 0.04718 -0.0543 0.4453 1.0000
9.000 1.0817 0.06161 0.05173 -0.0537 0.4333 1.0000
9.250 1.1203 0.05879 0.04919 -0.0513 0.4262 1.0000
9.500 1.1849 0.04838 0.03905 -0.0452 0.3937 1.0000
9.750 1.2000 0.04709 0.03794 -0.0425 0.3688 1.0000
10.000 1.1886 0.05056 0.04157 -0.0418 0.3526 1.0000
10.250 1.1762 0.05444 0.04560 -0.0414 0.3343 1.0000
10.500 1.1669 0.05779 0.04906 -0.0410 0.3065 1.0000
10.750 1.1760 0.05671 0.04696 -0.0375 0.1780 1.0000
11.000 1.1545 0.06173 0.05142 -0.0370 0.1050 1.0000
11.250 1.1339 0.06713 0.05646 -0.0372 0.0864 1.0000
11.500 1.1188 0.07210 0.06129 -0.0373 0.0744 1.0000
11.750 1.1076 0.07668 0.06585 -0.0375 0.0660 1.0000
12.000 1.0993 0.08107 0.07027 -0.0378 0.0595 1.0000
12.250 1.0924 0.08535 0.07458 -0.0381 0.0552 1.0000
12.500 1.0880 0.08935 0.07867 -0.0385 0.0517 1.0000
12.750 1.0841 0.09331 0.08271 -0.0388 0.0493 1.0000
13.000 1.0804 0.09723 0.08668 -0.0392 0.0475 1.0000
13.250 1.0791 0.10072 0.09022 -0.0393 0.0459 1.0000
13.500 1.0812 0.10371 0.09335 -0.0392 0.0439 1.0000
13.750 1.0840 0.10653 0.09632 -0.0391 0.0417 1.0000
14.000 1.0873 0.10918 0.09903 -0.0388 0.0396 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M20 AIRFOIL (m20-il)