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