NACA M23 AIRFOIL (m23-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M23 AIRFOIL (m23-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.95 at α=6° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m23-il-50000.txt Download as CSV file: xf-m23-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA M23 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.3463 0.12631 0.12110 -0.0044 1.0000 0.0829
-9.250 -0.3417 0.12577 0.12063 -0.0106 1.0000 0.0838
-9.000 -0.3393 0.12560 0.12055 -0.0178 1.0000 0.0842
-8.750 -0.3094 0.11450 0.10943 -0.0153 1.0000 0.0875
-8.500 -0.2961 0.11067 0.10561 -0.0183 1.0000 0.0907
-8.250 -0.2886 0.10809 0.10307 -0.0217 1.0000 0.0937
-8.000 -0.2961 0.10740 0.10247 -0.0225 1.0000 0.0953
-7.750 -0.3199 0.10815 0.10333 -0.0190 1.0000 0.0953
-7.500 -0.3001 0.10763 0.10274 -0.0317 0.9829 0.0984
-7.250 -0.2718 0.09946 0.09457 -0.0338 0.9754 0.1026
-7.000 -0.2440 0.09529 0.09032 -0.0406 0.9654 0.1095
-6.750 -0.2194 0.09667 0.09149 -0.0534 0.9512 0.1132
-6.500 -0.1964 0.08769 0.08260 -0.0521 0.9441 0.1179
-6.250 -0.1769 0.08513 0.07995 -0.0563 0.9328 0.1245
-6.000 -0.1583 0.08390 0.07857 -0.0620 0.9217 0.1285
-5.750 -0.1411 0.07916 0.07383 -0.0620 0.9131 0.1351
-5.500 -0.1247 0.07944 0.07392 -0.0667 0.9016 0.1424
-5.250 -0.1144 0.07485 0.06939 -0.0651 0.8931 0.1495
-5.000 -0.0962 0.07342 0.06780 -0.0680 0.8842 0.1580
-4.750 -0.0863 0.07099 0.06535 -0.0674 0.8750 0.1661
-4.500 -0.0683 0.06874 0.06299 -0.0689 0.8673 0.1749
-4.250 -0.0536 0.06793 0.06200 -0.0702 0.8582 0.1862
-4.000 -0.0368 0.06670 0.06061 -0.0710 0.8506 0.1998
-3.750 -0.0232 0.06489 0.05871 -0.0710 0.8427 0.2143
-3.500 -0.0125 0.06217 0.05599 -0.0701 0.8357 0.2304
-3.250 -0.0025 0.06003 0.05384 -0.0689 0.8284 0.2509
-3.000 0.0098 0.05821 0.05194 -0.0682 0.8219 0.2793
-2.500 0.0261 0.05394 0.04762 -0.0646 0.8093 0.3673
-2.250 0.0238 0.05255 0.04626 -0.0617 0.8024 0.4078
-2.000 0.0359 0.05010 0.04380 -0.0597 0.7968 0.4543
-1.750 0.0423 0.04877 0.04245 -0.0577 0.7908 0.4850
-1.500 0.0553 0.04739 0.04101 -0.0566 0.7850 0.5143
-1.250 0.0792 0.04563 0.03914 -0.0563 0.7798 0.5484
-1.000 0.0868 0.04529 0.03871 -0.0553 0.7738 0.5654
-0.750 0.1167 0.04446 0.03771 -0.0568 0.7681 0.5810
-0.500 0.1436 0.04461 0.03763 -0.0587 0.7626 0.5787
-0.250 0.1698 0.04539 0.03813 -0.0608 0.7568 0.5620
0.000 0.2286 0.04769 0.03974 -0.0671 0.7501 0.4727
0.250 0.2433 0.05006 0.04175 -0.0676 0.7456 0.4156
0.500 0.2734 0.05211 0.04335 -0.0688 0.7405 0.3403
0.750 0.3152 0.05367 0.04436 -0.0705 0.7350 0.2711
1.000 0.3191 0.05474 0.04531 -0.0688 0.7328 0.2543
1.250 0.3309 0.05574 0.04613 -0.0680 0.7305 0.2355
1.500 0.3478 0.05710 0.04716 -0.0675 0.7287 0.2132
1.750 0.3626 0.05825 0.04810 -0.0671 0.7286 0.1990
2.000 0.3769 0.05922 0.04898 -0.0671 0.7298 0.1911
2.250 0.3943 0.06074 0.05023 -0.0674 0.7326 0.1828
2.500 0.4235 0.06217 0.05143 -0.0693 0.7358 0.1771
2.750 0.2739 0.06497 0.05504 -0.0576 0.8883 0.1992
3.000 0.3068 0.06623 0.05599 -0.0592 0.8735 0.1855
3.250 0.3374 0.06747 0.05700 -0.0608 0.8600 0.1790
3.500 0.3667 0.06893 0.05819 -0.0620 0.8468 0.1737
3.750 0.3952 0.07052 0.05956 -0.0631 0.8347 0.1717
4.000 0.4334 0.07263 0.06159 -0.0658 0.8247 0.1789
4.250 0.4481 0.07361 0.06246 -0.0648 0.8116 0.1854
4.500 0.4626 0.07464 0.06349 -0.0640 0.7993 0.1924
4.750 0.4790 0.07603 0.06478 -0.0634 0.7880 0.2004
5.000 0.5156 0.07856 0.06730 -0.0658 0.7805 0.2259
5.250 0.5223 0.07914 0.06799 -0.0640 0.7681 0.2586
5.500 0.5447 0.07957 0.06937 -0.0647 0.7567 1.0000
5.750 0.5625 0.08188 0.07138 -0.0647 0.7478 1.0000
6.000 0.5857 0.08433 0.07367 -0.0654 0.7374 1.0000
6.250 0.5891 0.08567 0.07494 -0.0637 0.7263 1.0000
6.500 0.6040 0.08801 0.07720 -0.0636 0.7179 1.0000
7.000 0.6278 0.09195 0.08108 -0.0625 0.6973 1.0000
7.250 0.6568 0.09553 0.08463 -0.0642 0.6910 1.0000
7.500 0.6593 0.09670 0.08579 -0.0626 0.6791 1.0000
7.750 0.6633 0.09856 0.08767 -0.0615 0.6700 1.0000
8.000 0.6909 0.10193 0.09108 -0.0629 0.6624 1.0000
8.250 0.6880 0.10314 0.09231 -0.0611 0.6517 1.0000
8.500 0.7104 0.10661 0.09582 -0.0621 0.6456 1.0000
8.750 0.7142 0.10812 0.09738 -0.0610 0.6347 1.0000
9.000 0.7189 0.11034 0.09964 -0.0603 0.6266 1.0000
9.250 0.7423 0.11359 0.10297 -0.0612 0.6181 1.0000
9.500 0.7384 0.11511 0.10454 -0.0598 0.6088 1.0000
9.750 0.7685 0.11935 0.10893 -0.0615 0.6024 1.0000
10.000 0.7600 0.12025 0.10988 -0.0597 0.5917 1.0000
10.250 0.7796 0.12406 0.11379 -0.0606 0.5862 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M23 AIRFOIL (m23-il)