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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M21 AIRFOIL (m21-il)