NACA M22 AIRFOIL (m22-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M22 AIRFOIL (m22-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 18.75 at α=12° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m22-il-50000.txt Download as CSV file: xf-m22-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA M22 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3722 0.11636 0.11128 0.0048 1.0000 0.0714
-8.250 -0.3624 0.11464 0.10964 -0.0010 1.0000 0.0736
-8.000 -0.3537 0.11442 0.10948 -0.0090 1.0000 0.0745
-7.750 -0.3392 0.10962 0.10474 -0.0128 1.0000 0.0756
-7.500 -0.3230 0.10274 0.09784 -0.0124 1.0000 0.0789
-7.250 -0.3109 0.09952 0.09465 -0.0160 1.0000 0.0819
-7.000 -0.3080 0.09778 0.09296 -0.0183 1.0000 0.0842
-6.750 -0.3228 0.09773 0.09299 -0.0164 1.0000 0.0849
-6.500 -0.3071 0.09715 0.09234 -0.0237 0.9897 0.0877
-6.250 -0.2758 0.09145 0.08660 -0.0306 0.9790 0.0902
-6.000 -0.2425 0.08566 0.08073 -0.0362 0.9699 0.0965
-5.750 -0.1985 0.08477 0.07961 -0.0488 0.9567 0.1027
-5.500 -0.1805 0.07805 0.07293 -0.0490 0.9471 0.1099
-5.000 -0.1259 0.07197 0.06659 -0.0582 0.9250 0.1258
-4.750 -0.1005 0.06971 0.06419 -0.0621 0.9140 0.1325
-4.500 -0.0775 0.06838 0.06267 -0.0648 0.9026 0.1431
-4.250 -0.0636 0.06476 0.05905 -0.0649 0.8928 0.1491
-4.000 -0.0405 0.06279 0.05692 -0.0670 0.8837 0.1607
-3.750 -0.0232 0.06079 0.05482 -0.0678 0.8738 0.1746
-3.500 -0.0066 0.05867 0.05261 -0.0682 0.8646 0.1905
-3.250 0.0192 0.05768 0.05133 -0.0700 0.8565 0.2136
-3.000 0.0311 0.05501 0.04867 -0.0694 0.8474 0.2302
-2.750 0.0484 0.05305 0.04660 -0.0693 0.8395 0.2583
-2.500 0.0626 0.05117 0.04465 -0.0688 0.8314 0.2990
-2.000 0.0774 0.04573 0.03928 -0.0643 0.8169 0.4162
-1.750 0.0864 0.04349 0.03702 -0.0622 0.8097 0.4709
-1.500 0.1017 0.04138 0.03485 -0.0608 0.8028 0.5149
-1.250 0.1206 0.04000 0.03338 -0.0605 0.7957 0.5442
-1.000 0.1464 0.03889 0.03211 -0.0610 0.7884 0.5673
-0.750 0.1731 0.03828 0.03134 -0.0623 0.7812 0.5789
-0.500 0.2075 0.03811 0.03091 -0.0645 0.7740 0.5767
-0.250 0.2415 0.03897 0.03138 -0.0674 0.7662 0.5536
0.000 0.2893 0.04078 0.03263 -0.0715 0.7588 0.4816
0.250 0.3218 0.04269 0.03415 -0.0738 0.7511 0.4140
0.500 0.3657 0.04457 0.03546 -0.0756 0.7442 0.3251
0.750 0.3876 0.04574 0.03638 -0.0760 0.7373 0.2788
1.000 0.4201 0.04635 0.03664 -0.0764 0.7309 0.2350
1.250 0.4404 0.04737 0.03738 -0.0762 0.7247 0.2110
1.500 0.4641 0.04804 0.03782 -0.0765 0.7187 0.1951
1.750 0.4964 0.04861 0.03806 -0.0773 0.7128 0.1822
2.000 0.5110 0.04984 0.03915 -0.0775 0.7072 0.1768
2.250 0.5476 0.05025 0.03934 -0.0786 0.7014 0.1753
2.500 0.5571 0.05179 0.04083 -0.0783 0.6970 0.1791
2.750 0.5657 0.05330 0.04227 -0.0777 0.6931 0.1825
3.000 0.5836 0.05448 0.04334 -0.0773 0.6893 0.1850
3.250 0.6071 0.05540 0.04425 -0.0773 0.6852 0.1891
3.500 0.6067 0.05729 0.04612 -0.0757 0.6843 0.1922
3.750 0.6122 0.05913 0.04791 -0.0748 0.6843 0.1974
4.000 0.6242 0.06094 0.04974 -0.0747 0.6864 0.2074
5.500 0.5973 0.07411 0.06439 -0.0731 0.7880 1.0000
5.750 0.6110 0.07592 0.06571 -0.0720 0.7756 1.0000
6.000 0.6246 0.07791 0.06752 -0.0714 0.7635 1.0000
6.250 0.6410 0.08020 0.06971 -0.0714 0.7532 1.0000
6.500 0.6702 0.08330 0.07275 -0.0731 0.7433 1.0000
6.750 0.6768 0.08483 0.07427 -0.0717 0.7306 1.0000
7.000 0.6842 0.08665 0.07609 -0.0706 0.7187 1.0000
7.250 0.6945 0.08883 0.07833 -0.0701 0.7084 1.0000
7.500 0.7221 0.09223 0.08177 -0.0716 0.6997 1.0000
7.750 0.7314 0.09411 0.08370 -0.0708 0.6874 1.0000
8.000 0.7346 0.09588 0.08552 -0.0695 0.6758 1.0000
8.250 0.7432 0.09821 0.08792 -0.0689 0.6657 1.0000
8.500 0.7756 0.10227 0.09211 -0.0709 0.6575 1.0000
8.750 0.7733 0.10356 0.09346 -0.0691 0.6453 1.0000
9.000 0.7756 0.10566 0.09569 -0.0682 0.6351 1.0000
9.250 0.8018 0.10966 0.09986 -0.0696 0.6283 1.0000
9.500 0.8033 0.11135 0.10165 -0.0685 0.6167 1.0000
9.750 0.8043 0.11352 0.10392 -0.0676 0.6069 1.0000
10.000 0.8341 0.11798 0.10863 -0.0692 0.6004 1.0000
10.250 1.0857 0.06203 0.05170 -0.0264 0.0960 1.0000
10.500 1.0776 0.06588 0.05551 -0.0260 0.0925 1.0000
10.750 1.0743 0.06908 0.05872 -0.0253 0.0892 1.0000
11.000 1.0749 0.07173 0.06142 -0.0243 0.0852 1.0000
11.250 1.0775 0.07389 0.06350 -0.0226 0.0808 1.0000
11.500 1.0928 0.07439 0.06399 -0.0194 0.0764 1.0000
11.750 1.1530 0.07045 0.06028 -0.0115 0.0731 1.0000
12.000 1.2766 0.06809 0.05849 -0.0028 0.0732 1.0000
12.250 1.2903 0.07173 0.06252 -0.0017 0.0732 1.0000
12.500 1.2918 0.07567 0.06680 -0.0009 0.0734 1.0000
12.750 1.2870 0.07988 0.07133 -0.0006 0.0740 1.0000
13.000 1.2780 0.08440 0.07615 -0.0006 0.0748 1.0000
13.250 1.2664 0.08925 0.08125 -0.0011 0.0756 1.0000
13.500 1.2541 0.09444 0.08667 -0.0019 0.0765 1.0000
13.750 1.2446 0.09999 0.09240 -0.0028 0.0776 1.0000
14.000 1.2421 0.10547 0.09809 -0.0034 0.0793 1.0000
14.250 1.2112 0.11137 0.10419 -0.0066 0.0796 1.0000
14.500 1.1645 0.11944 0.11249 -0.0128 0.0804 1.0000
14.750 1.0890 0.13586 0.12911 -0.0264 0.0852 1.0000
15.000 1.0632 0.14729 0.14055 -0.0333 0.0882 1.0000
15.250 1.0618 0.15385 0.14711 -0.0354 0.0906 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M22 AIRFOIL (m22-il)