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

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
<< Back to NACA M21 AIRFOIL (m21-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA M21 AIRFOIL (m21-il)