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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA M21 AIRFOIL (m21-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 5.44 at α=8.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-m21-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-m21-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.250  -0.2893   0.13819   0.13186  -0.0209   1.0000   0.1121
 -11.000  -0.2883   0.13684   0.13059  -0.0240   1.0000   0.1146
 -10.750  -0.2946   0.13714   0.13099  -0.0280   1.0000   0.1156
 -10.500  -0.2795   0.13125   0.12516  -0.0291   1.0000   0.1171
 -10.250  -0.2591   0.12551   0.11945  -0.0292   1.0000   0.1209
 -10.000  -0.2504   0.12253   0.11651  -0.0312   1.0000   0.1251
  -9.750  -0.2502   0.12110   0.11518  -0.0340   1.0000   0.1289
  -9.500  -0.2656   0.12196   0.11621  -0.0355   1.0000   0.1304
  -9.250  -0.2938   0.12363   0.11805  -0.0312   1.0000   0.1305
  -9.000  -0.3216   0.12506   0.11962  -0.0272   1.0000   0.1306
  -8.750  -0.3482   0.12619   0.12088  -0.0240   1.0000   0.1307
  -8.500  -0.3710   0.12696   0.12175  -0.0244   0.9965   0.1310
  -8.250  -0.3146   0.11640   0.11109  -0.0259   0.9928   0.1373
  -8.000  -0.2985   0.11295   0.10761  -0.0317   0.9836   0.1429
  -7.750  -0.3039   0.11226   0.10693  -0.0391   0.9711   0.1463
  -7.500  -0.2857   0.10735   0.10201  -0.0429   0.9621   0.1492
  -7.250  -0.2523   0.10209   0.09669  -0.0466   0.9558   0.1577
  -7.000  -0.2575   0.10207   0.09660  -0.0533   0.9424   0.1630
  -6.750  -0.2293   0.09603   0.09056  -0.0540   0.9358   0.1692
  -6.500  -0.2190   0.09425   0.08871  -0.0591   0.9260   0.1785
  -6.250  -0.2174   0.09203   0.08648  -0.0601   0.9158   0.1819
  -6.000  -0.1882   0.08794   0.08233  -0.0637   0.9094   0.1933
  -5.750  -0.1988   0.08784   0.08217  -0.0638   0.8981   0.1973
  -5.250  -0.1803   0.08287   0.07712  -0.0643   0.8819   0.2143
  -4.750  -0.1648   0.07834   0.07257  -0.0627   0.8664   0.2354
  -4.500  -0.1446   0.07733   0.07132  -0.0668   0.8598   0.2610
  -4.250  -0.1592   0.07540   0.06953  -0.0608   0.8515   0.2641
  -4.000  -0.1417   0.07285   0.06695  -0.0610   0.8452   0.2883
  -3.750  -0.1469   0.07175   0.06584  -0.0579   0.8380   0.3039
  -3.500  -0.1467   0.07024   0.06431  -0.0557   0.8314   0.3294
  -3.250  -0.1268   0.06688   0.06100  -0.0547   0.8264   0.3819
  -3.000  -0.1487   0.06664   0.06081  -0.0486   0.8196   0.3978
  -2.750  -0.1474   0.06486   0.05905  -0.0453   0.8140   0.4441
  -2.500  -0.1320   0.06219   0.05639  -0.0432   0.8091   0.4931
  -2.250  -0.1445   0.06138   0.05564  -0.0385   0.8037   0.5093
  -2.000  -0.1395   0.05941   0.05371  -0.0352   0.7985   0.5409
  -1.750  -0.1149   0.05690   0.05118  -0.0348   0.7934   0.5816
  -1.500  -0.1156   0.05640   0.05063  -0.0328   0.7888   0.5950
  -1.250  -0.1026   0.05529   0.04949  -0.0324   0.7839   0.6096
  -1.000  -0.0555   0.05411   0.04799  -0.0385   0.7774   0.6131
  -0.750  -0.0306   0.05419   0.04782  -0.0420   0.7726   0.5976
  -0.500   0.0168   0.05601   0.04897  -0.0509   0.7665   0.5270
  -0.250   0.0957   0.05858   0.05048  -0.0620   0.7584   0.3886
   0.000   0.1151   0.06049   0.05187  -0.0629   0.7552   0.3275
   0.250   0.1361   0.06130   0.05232  -0.0632   0.7519   0.2841
   0.500   0.1613   0.06201   0.05263  -0.0638   0.7486   0.2511
   0.750   0.2048   0.06206   0.05224  -0.0658   0.7417   0.2348
   1.000   0.2173   0.06331   0.05319  -0.0652   0.7411   0.2271
   1.250   0.2308   0.06409   0.05386  -0.0649   0.7410   0.2222
   1.500   0.2497   0.06522   0.05478  -0.0653   0.7431   0.2170
   1.750   0.1063   0.06957   0.05980  -0.0530   0.8808   0.2285
   2.000   0.1332   0.07009   0.06019  -0.0542   0.8708   0.2245
   2.250   0.1725   0.07145   0.06119  -0.0569   0.8606   0.2158
   2.500   0.1871   0.07184   0.06141  -0.0559   0.8486   0.2150
   2.750   0.2181   0.07341   0.06278  -0.0577   0.8408   0.2193
   3.000   0.2494   0.07472   0.06382  -0.0592   0.8282   0.2208
   3.250   0.2635   0.07553   0.06448  -0.0583   0.8167   0.2243
   3.500   0.3069   0.07811   0.06692  -0.0618   0.8101   0.2346
   3.750   0.3131   0.07840   0.06715  -0.0598   0.7974   0.2382
   4.000   0.3335   0.08001   0.06868  -0.0599   0.7892   0.2467
   4.250   0.3593   0.08156   0.07019  -0.0606   0.7786   0.2607
   4.500   0.3676   0.08255   0.07122  -0.0593   0.7695   0.2691
   4.750   0.3983   0.08462   0.07331  -0.0609   0.7612   0.2923
   5.000   0.4032   0.08539   0.07419  -0.0592   0.7505   0.3129
   5.250   0.4493   0.08726   0.07753  -0.0634   0.7432   1.0000
   5.500   0.4464   0.08783   0.07792  -0.0605   0.7320   1.0000
   5.750   0.4831   0.09153   0.08118  -0.0626   0.7261   1.0000
   6.000   0.4777   0.09187   0.08143  -0.0597   0.7142   1.0000
   6.250   0.5123   0.09575   0.08507  -0.0619   0.7087   1.0000
   6.500   0.5063   0.09599   0.08527  -0.0591   0.6969   1.0000
   6.750   0.5406   0.10007   0.08919  -0.0613   0.6921   1.0000
   7.000   0.5322   0.10016   0.08927  -0.0584   0.6802   1.0000
   7.250   0.5610   0.10390   0.09292  -0.0600   0.6750   1.0000
   7.500   0.5570   0.10442   0.09342  -0.0578   0.6636   1.0000
   8.000   0.5796   0.10873   0.09768  -0.0572   0.6476   1.0000
   8.250   0.6157   0.11322   0.10214  -0.0595   0.6426   1.0000
   8.500   0.6014   0.11315   0.10209  -0.0566   0.6318   1.0000
   8.750   0.6331   0.11723   0.10615  -0.0584   0.6265   1.0000
   9.000   0.6222   0.11769   0.10664  -0.0562   0.6165   1.0000
   9.250   0.6521   0.12156   0.11053  -0.0577   0.6104   1.0000
   9.500   0.6427   0.12239   0.11138  -0.0559   0.6016   1.0000
   9.750   0.6668   0.12572   0.11473  -0.0569   0.5949   1.0000
  10.000   0.6638   0.12729   0.11633  -0.0558   0.5871   1.0000
  10.250   0.6836   0.13022   0.11930  -0.0564   0.5792   1.0000
  10.500   0.6887   0.13276   0.12189  -0.0562   0.5739   1.0000
  10.750   0.6977   0.13474   0.12391  -0.0560   0.5645   1.0000
  11.000   0.7230   0.13926   0.12850  -0.0573   0.5600   1.0000
  11.250   0.7140   0.13954   0.12882  -0.0560   0.5497   1.0000
  11.500   0.7432   0.14426   0.13362  -0.0575   0.5449   1.0000
  11.750   0.7300   0.14456   0.13396  -0.0563   0.5361   1.0000
  12.000   0.7549   0.14852   0.13803  -0.0573   0.5295   1.0000
<< Back to NACA M21 AIRFOIL (m21-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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