NACA M21 AIRFOIL (m21-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M21 AIRFOIL (m21-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 29.8 at α=4° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m21-il-100000.txt Download as CSV file: xf-m21-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA M21 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.2189 0.11070 0.10643 -0.0514 0.9270 0.0751
-9.000 -0.2279 0.10995 0.10564 -0.0563 0.9074 0.0753
-8.750 -0.2210 0.10542 0.10110 -0.0558 0.8941 0.0758
-8.500 -0.1986 0.09962 0.09526 -0.0502 0.8842 0.0770
-8.250 -0.1906 0.09659 0.09219 -0.0490 0.8730 0.0783
-8.000 -0.1848 0.09394 0.08951 -0.0490 0.8616 0.0801
-7.750 -0.1799 0.09138 0.08692 -0.0503 0.8506 0.0822
-7.500 -0.1796 0.08916 0.08466 -0.0517 0.8413 0.0843
-7.250 -0.1774 0.08762 0.08305 -0.0569 0.8309 0.0868
-7.000 -0.1732 0.08825 0.08339 -0.0655 0.8217 0.0879
-6.750 -0.1630 0.08252 0.07774 -0.0638 0.8140 0.0887
-6.500 -0.1523 0.07844 0.07368 -0.0615 0.8071 0.0898
-6.250 -0.1400 0.07540 0.07063 -0.0611 0.7988 0.0914
-6.000 -0.1292 0.07285 0.06797 -0.0609 0.7929 0.0936
-5.750 -0.1133 0.07045 0.06551 -0.0632 0.7840 0.0975
-5.500 -0.0938 0.06977 0.06439 -0.0684 0.7777 0.1021
-5.250 -0.0816 0.06549 0.06022 -0.0674 0.7704 0.1034
-5.000 -0.0674 0.06269 0.05739 -0.0667 0.7637 0.1056
-4.750 -0.0513 0.06043 0.05501 -0.0665 0.7582 0.1090
-4.500 -0.0232 0.06030 0.05441 -0.0702 0.7500 0.1165
-4.250 -0.0107 0.05623 0.05041 -0.0689 0.7447 0.1181
-4.000 0.0062 0.05387 0.04804 -0.0686 0.7381 0.1214
-3.750 0.0323 0.05338 0.04714 -0.0699 0.7314 0.1321
-3.500 0.0466 0.05004 0.04386 -0.0685 0.7268 0.1352
-3.000 0.0889 0.04672 0.04027 -0.0687 0.7134 0.1511
-2.750 0.1126 0.04584 0.03905 -0.0682 0.7093 0.1650
-2.500 0.1306 0.04363 0.03696 -0.0681 0.7013 0.1706
-2.250 0.1524 0.04215 0.03530 -0.0676 0.6960 0.1851
-2.000 0.1734 0.04062 0.03363 -0.0666 0.6919 0.2029
-1.750 0.1933 0.03988 0.03283 -0.0667 0.6838 0.2312
-1.250 0.2309 0.03652 0.02935 -0.0642 0.6747 0.2980
-1.000 0.2494 0.03623 0.02901 -0.0635 0.6667 0.3425
-0.750 0.2694 0.03407 0.02683 -0.0622 0.6623 0.3742
-0.500 0.2920 0.03213 0.02480 -0.0609 0.6589 0.4022
-0.250 0.3625 0.03349 0.02459 -0.0649 0.6502 0.1648
0.000 0.3932 0.03205 0.02278 -0.0642 0.6459 0.1452
0.250 0.4223 0.03102 0.02145 -0.0635 0.6426 0.1453
0.500 0.4449 0.03109 0.02148 -0.0636 0.6339 0.1452
0.750 0.4737 0.03032 0.02049 -0.0631 0.6295 0.1456
1.000 0.5031 0.02938 0.01943 -0.0627 0.6263 0.1515
1.250 0.5238 0.02995 0.02010 -0.0628 0.6175 0.1549
1.500 0.5524 0.02955 0.01958 -0.0624 0.6131 0.1613
1.750 0.5828 0.02882 0.01879 -0.0621 0.6100 0.1684
2.000 0.6021 0.02974 0.01986 -0.0621 0.6010 0.1741
2.250 0.6323 0.02941 0.01952 -0.0622 0.5968 0.1851
2.500 0.6626 0.02897 0.01897 -0.0618 0.5939 0.1960
2.750 0.6756 0.03031 0.02050 -0.0611 0.5848 0.2062
3.000 0.7015 0.03011 0.02029 -0.0604 0.5806 0.2292
3.250 0.7251 0.02893 0.01980 -0.0591 0.5779 0.4907
3.500 0.8282 0.02969 0.02134 -0.0755 0.5682 1.0000
3.750 0.8527 0.02979 0.02130 -0.0745 0.5642 1.0000
4.000 0.8808 0.02956 0.02093 -0.0737 0.5614 1.0000
4.250 0.8825 0.03203 0.02354 -0.0719 0.5519 1.0000
4.500 0.9066 0.03221 0.02364 -0.0711 0.5480 1.0000
4.750 0.9365 0.03187 0.02318 -0.0705 0.5455 1.0000
5.000 0.9279 0.03506 0.02654 -0.0678 0.5351 1.0000
5.250 0.9543 0.03502 0.02646 -0.0670 0.5317 1.0000
5.500 0.9863 0.03459 0.02595 -0.0667 0.5295 1.0000
5.750 0.9553 0.03956 0.03112 -0.0625 0.5175 1.0000
6.000 0.9884 0.03895 0.03047 -0.0621 0.5151 1.0000
6.250 1.0267 0.03800 0.02946 -0.0623 0.5134 1.0000
6.500 0.8386 0.05694 0.04863 -0.0515 0.4852 1.0000
6.750 0.8733 0.05624 0.04791 -0.0510 0.4829 1.0000
7.000 0.9145 0.05488 0.04656 -0.0505 0.4816 1.0000
7.250 0.9584 0.05320 0.04490 -0.0502 0.4808 1.0000
7.500 1.0057 0.05129 0.04301 -0.0502 0.4802 1.0000
7.750 0.8158 0.07360 0.06536 -0.0468 0.4545 1.0000
8.000 0.8432 0.07382 0.06560 -0.0462 0.4514 1.0000
8.250 0.8312 0.07813 0.06994 -0.0456 0.4447 1.0000
8.500 0.8187 0.08260 0.07445 -0.0454 0.4391 1.0000
8.750 0.8468 0.08279 0.07466 -0.0448 0.4356 1.0000
9.000 0.8409 0.08658 0.07848 -0.0444 0.4296 1.0000
9.250 0.8234 0.09173 0.08368 -0.0446 0.4244 1.0000
9.500 0.8480 0.09234 0.08433 -0.0440 0.4204 1.0000
9.750 0.9009 0.08986 0.08191 -0.0428 0.4177 1.0000
10.000 0.8318 0.10072 0.09281 -0.0442 0.4103 1.0000
10.250 0.8435 0.10285 0.09499 -0.0440 0.4061 1.0000
10.500 0.9094 0.09886 0.09106 -0.0422 0.4022 1.0000
10.750 0.8436 0.10949 0.10173 -0.0440 0.3960 1.0000
11.000 0.8348 0.11420 0.10651 -0.0446 0.3950 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M21 AIRFOIL (m21-il)