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

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
<< Back to NACA M23 AIRFOIL (m23-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA M23 AIRFOIL (m23-il)