Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to NACA M22 AIRFOIL (m22-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA M22 AIRFOIL (m22-il)