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=5


Details Polar file
Airfoil: NACA M21 AIRFOIL (m21-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 22.23 at α=3.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-m21-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-m21-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.750  -0.2387   0.11893   0.11287  -0.0393   0.9594   0.0942
  -9.500  -0.2348   0.11707   0.11099  -0.0452   0.9360   0.0951
  -9.250  -0.2337   0.11522   0.10911  -0.0503   0.9156   0.0954
  -9.000  -0.2110   0.10889   0.10274  -0.0485   0.9030   0.0969
  -8.750  -0.1967   0.10507   0.09885  -0.0479   0.8890   0.0999
  -8.500  -0.1901   0.10241   0.09614  -0.0487   0.8751   0.1032
  -8.250  -0.1885   0.10023   0.09392  -0.0506   0.8619   0.1064
  -8.000  -0.1954   0.09904   0.09270  -0.0542   0.8485   0.1085
  -7.750  -0.1987   0.09804   0.09162  -0.0589   0.8361   0.1093
  -7.500  -0.1870   0.09353   0.08711  -0.0580   0.8273   0.1104
  -7.250  -0.1740   0.08966   0.08322  -0.0564   0.8183   0.1125
  -7.000  -0.1646   0.08683   0.08033  -0.0568   0.8092   0.1150
  -6.750  -0.1567   0.08431   0.07774  -0.0579   0.8006   0.1181
  -6.500  -0.1510   0.08318   0.07645  -0.0626   0.7912   0.1233
  -6.250  -0.1413   0.07991   0.07311  -0.0633   0.7839   0.1254
  -6.000  -0.1283   0.07655   0.06977  -0.0618   0.7761   0.1296
  -5.750  -0.1164   0.07548   0.06846  -0.0649   0.7682   0.1386
  -5.500  -0.1040   0.07231   0.06522  -0.0655   0.7611   0.1411
  -5.250  -0.0904   0.06922   0.06214  -0.0647   0.7537   0.1444
  -5.000  -0.0731   0.06890   0.06140  -0.0673   0.7476   0.1556
  -4.750  -0.0599   0.06502   0.05761  -0.0666   0.7396   0.1581
  -4.500  -0.0445   0.06235   0.05488  -0.0659   0.7336   0.1629
  -4.250  -0.0275   0.06067   0.05300  -0.0669   0.7266   0.1747
  -3.750   0.0050   0.05662   0.04871  -0.0661   0.7150   0.2069
  -3.500   0.0198   0.05461   0.04669  -0.0656   0.7070   0.2243
  -3.000   0.0963   0.04821   0.03868  -0.0694   0.6969   0.0946
  -2.750   0.1168   0.04659   0.03692  -0.0692   0.6894   0.0937
  -2.500   0.1414   0.04504   0.03494  -0.0687   0.6842   0.0949
  -2.250   0.1637   0.04355   0.03323  -0.0682   0.6784   0.0965
  -2.000   0.1866   0.04230   0.03172  -0.0678   0.6716   0.0965
  -1.750   0.2127   0.04089   0.02992  -0.0672   0.6670   0.0960
  -1.500   0.2359   0.03982   0.02861  -0.0668   0.6607   0.0963
  -1.250   0.2589   0.03889   0.02756  -0.0664   0.6543   0.0983
  -1.000   0.2851   0.03794   0.02640  -0.0660   0.6500   0.1022
  -0.750   0.3088   0.03745   0.02567  -0.0657   0.6433   0.1052
  -0.500   0.3352   0.03673   0.02465  -0.0653   0.6374   0.1067
  -0.250   0.3646   0.03587   0.02343  -0.0650   0.6333   0.1101
   0.000   0.3866   0.03571   0.02331  -0.0650   0.6262   0.1149
   0.250   0.4168   0.03530   0.02268  -0.0653   0.6206   0.1194
   0.500   0.4527   0.03467   0.02168  -0.0660   0.6167   0.1245
   0.750   0.4781   0.03485   0.02191  -0.0666   0.6092   0.1312
   1.000   0.5077   0.03465   0.02156  -0.0668   0.6039   0.1368
   1.250   0.5381   0.03415   0.02097  -0.0668   0.6003   0.1434
   1.500   0.5556   0.03480   0.02166  -0.0661   0.5925   0.1513
   1.750   0.5791   0.03478   0.02158  -0.0654   0.5874   0.1579
   2.000   0.6052   0.03447   0.02121  -0.0646   0.5840   0.1664
   2.250   0.6176   0.03551   0.02232  -0.0635   0.5758   0.1761
   2.500   0.6395   0.03564   0.02243  -0.0626   0.5709   0.1898
   2.750   0.6657   0.03535   0.02215  -0.0618   0.5677   0.2077
   3.000   0.6735   0.03673   0.02373  -0.0605   0.5590   0.2335
   3.250   0.7612   0.03534   0.02373  -0.0717   0.5546   1.0000
   3.500   0.7871   0.03540   0.02358  -0.0708   0.5514   1.0000
   3.750   0.7871   0.03751   0.02570  -0.0685   0.5423   1.0000
   4.000   0.8076   0.03798   0.02605  -0.0673   0.5379   1.0000
   4.250   0.8345   0.03798   0.02591  -0.0666   0.5351   1.0000
   4.500   0.8242   0.04078   0.02879  -0.0635   0.5249   1.0000
   4.750   0.8465   0.04113   0.02907  -0.0625   0.5212   1.0000
   5.000   0.8698   0.04144   0.02930  -0.0616   0.5178   1.0000
   5.250   0.8521   0.04478   0.03271  -0.0582   0.5072   1.0000
   5.500   0.8776   0.04491   0.03280  -0.0575   0.5042   1.0000
   6.000   0.8710   0.04963   0.03754  -0.0529   0.4894   1.0000
   6.250   0.9008   0.04944   0.03733  -0.0524   0.4872   1.0000
   6.750   0.8454   0.05924   0.04720  -0.0476   0.4647   1.0000
   7.000   0.8550   0.06091   0.04888  -0.0466   0.4592   1.0000
   7.250   0.8794   0.06117   0.04916  -0.0459   0.4565   1.0000
   7.750   0.8732   0.06732   0.05537  -0.0440   0.4421   1.0000
   8.000   0.8844   0.06900   0.05707  -0.0432   0.4376   1.0000
   8.250   0.8715   0.07320   0.06132  -0.0426   0.4287   1.0000
   8.500   0.8917   0.07399   0.06216  -0.0419   0.4256   1.0000
   9.000   0.8885   0.08022   0.06851  -0.0409   0.4121   1.0000
   9.250   0.9104   0.08087   0.06921  -0.0402   0.4094   1.0000
   9.500   0.8899   0.08613   0.07453  -0.0401   0.4000   1.0000
   9.750   0.9053   0.08748   0.07594  -0.0395   0.3959   1.0000
  10.000   0.9287   0.08797   0.07653  -0.0389   0.3933   1.0000
  10.250   0.9049   0.09374   0.08234  -0.0391   0.3835   1.0000
  10.500   0.9224   0.09487   0.08357  -0.0386   0.3798   1.0000
  10.750   0.9464   0.09528   0.08407  -0.0379   0.3773   1.0000
  11.000   0.9206   0.10141   0.09027  -0.0384   0.3671   1.0000
  11.250   0.9399   0.10234   0.09131  -0.0379   0.3637   1.0000
  11.500   0.9291   0.10682   0.09586  -0.0382   0.3560   1.0000
  11.750   0.9367   0.10917   0.09833  -0.0381   0.3508   1.0000
  12.000   0.9575   0.10992   0.09920  -0.0375   0.3477   1.0000
  12.250   0.9412   0.11512   0.10448  -0.0383   0.3390   1.0000
  12.500   0.9534   0.11695   0.10642  -0.0381   0.3345   1.0000
  12.750   0.9757   0.11752   0.10713  -0.0374   0.3317   1.0000
  13.000   0.9553   0.12330   0.11298  -0.0386   0.3222   1.0000
  13.250   0.9715   0.12459   0.11441  -0.0383   0.3182   1.0000
<< Back to NACA M21 AIRFOIL (m21-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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