NACA M23 AIRFOIL (m23-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M23 AIRFOIL (m23-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 23.56 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m23-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-m23-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.500 -0.3161 0.11599 0.11041 -0.0097 0.8411 0.0589
-8.250 -0.3158 0.11526 0.10967 -0.0135 0.8307 0.0595
-8.000 -0.3126 0.11481 0.10918 -0.0183 0.8209 0.0599
-7.750 -0.2981 0.10607 0.10045 -0.0134 0.8134 0.0624
-7.500 -0.2908 0.10281 0.09717 -0.0137 0.8053 0.0650
-7.250 -0.2820 0.09998 0.09430 -0.0158 0.7970 0.0678
-7.000 -0.2735 0.09766 0.09193 -0.0184 0.7896 0.0705
-6.750 -0.2597 0.09681 0.09100 -0.0245 0.7811 0.0728
-6.500 -0.2436 0.09668 0.09067 -0.0303 0.7743 0.0736
-6.250 -0.2352 0.08950 0.08357 -0.0280 0.7672 0.0751
-6.000 -0.2251 0.08536 0.07941 -0.0270 0.7609 0.0785
-5.750 -0.2091 0.08266 0.07663 -0.0294 0.7537 0.0842
-5.500 -0.1797 0.08382 0.07745 -0.0372 0.7467 0.0884
-5.250 -0.1733 0.07723 0.07097 -0.0348 0.7409 0.0906
-5.000 -0.1579 0.07377 0.06746 -0.0354 0.7342 0.0944
-4.750 -0.1375 0.07157 0.06506 -0.0373 0.7289 0.1004
-4.500 -0.1117 0.06934 0.06264 -0.0409 0.7214 0.1043
-4.250 -0.0982 0.06573 0.05898 -0.0401 0.7160 0.1108
-3.750 -0.0536 0.06071 0.05365 -0.0431 0.7036 0.1239
-3.500 -0.0254 0.05956 0.05213 -0.0449 0.6987 0.1324
-3.250 -0.0070 0.05613 0.04870 -0.0452 0.6916 0.1378
-3.000 0.0162 0.05412 0.04646 -0.0458 0.6865 0.1496
-2.750 0.0384 0.05205 0.04422 -0.0463 0.6807 0.1646
-2.500 0.0618 0.05009 0.04209 -0.0469 0.6745 0.1793
-2.250 0.0841 0.04811 0.03991 -0.0467 0.6701 0.1948
-2.000 0.1082 0.04660 0.03823 -0.0475 0.6634 0.2210
-1.500 0.1854 0.04319 0.03368 -0.0488 0.6544 0.0996
-1.250 0.2132 0.04191 0.03219 -0.0497 0.6471 0.0981
-0.750 0.2707 0.03926 0.02878 -0.0492 0.6379 0.0860
-0.500 0.2980 0.03823 0.02756 -0.0497 0.6312 0.0836
-0.250 0.3256 0.03712 0.02614 -0.0493 0.6267 0.0814
0.000 0.3540 0.03628 0.02502 -0.0495 0.6215 0.0796
0.250 0.3826 0.03562 0.02408 -0.0498 0.6154 0.0784
0.500 0.4113 0.03477 0.02295 -0.0495 0.6114 0.0777
0.750 0.4420 0.03443 0.02238 -0.0504 0.6054 0.0789
1.000 0.4743 0.03419 0.02189 -0.0514 0.5997 0.0835
1.250 0.5078 0.03366 0.02101 -0.0517 0.5959 0.0868
1.500 0.5387 0.03368 0.02087 -0.0529 0.5894 0.0880
1.750 0.5669 0.03342 0.02054 -0.0531 0.5842 0.0900
2.000 0.5927 0.03304 0.02004 -0.0523 0.5808 0.0931
2.250 0.6148 0.03356 0.02055 -0.0525 0.5738 0.0969
2.500 0.6376 0.03363 0.02049 -0.0517 0.5690 0.1023
2.750 0.6610 0.03341 0.02022 -0.0505 0.5658 0.1112
3.000 0.6802 0.03437 0.02127 -0.0508 0.5583 0.1288
3.250 0.7009 0.03428 0.02151 -0.0499 0.5538 0.2107
3.500 0.7785 0.03304 0.02121 -0.0590 0.5505 1.0000
3.750 0.7947 0.03472 0.02291 -0.0593 0.5422 1.0000
4.000 0.8167 0.03518 0.02326 -0.0584 0.5382 1.0000
4.250 0.8377 0.03581 0.02381 -0.0576 0.5340 1.0000
4.500 0.8515 0.03749 0.02555 -0.0574 0.5263 1.0000
4.750 0.8737 0.03789 0.02592 -0.0564 0.5227 1.0000
5.000 0.8853 0.03972 0.02781 -0.0560 0.5156 1.0000
5.250 0.9020 0.04080 0.02892 -0.0552 0.5102 1.0000
5.500 0.9253 0.04105 0.02920 -0.0542 0.5072 1.0000
5.750 0.9254 0.04407 0.03233 -0.0537 0.4978 1.0000
6.000 0.9456 0.04468 0.03297 -0.0527 0.4940 1.0000
6.250 0.9632 0.04561 0.03395 -0.0518 0.4898 1.0000
6.500 0.9587 0.04896 0.03741 -0.0512 0.4804 1.0000
6.750 0.9828 0.04914 0.03770 -0.0501 0.4777 1.0000
7.250 0.9876 0.05442 0.04315 -0.0488 0.4633 1.0000
7.750 0.9845 0.06007 0.04894 -0.0469 0.4490 1.0000
8.250 0.9821 0.06572 0.05475 -0.0452 0.4352 1.0000
8.500 1.0018 0.06653 0.05570 -0.0444 0.4319 1.0000
8.750 0.9831 0.07130 0.06052 -0.0440 0.4218 1.0000
9.000 1.0057 0.07183 0.06127 -0.0431 0.4188 1.0000
9.250 0.9868 0.07676 0.06623 -0.0430 0.4089 1.0000
9.500 1.0059 0.07769 0.06736 -0.0422 0.4052 1.0000
9.750 0.9942 0.08197 0.07171 -0.0422 0.3967 1.0000
10.000 1.0077 0.08351 0.07344 -0.0416 0.3918 1.0000
10.250 1.0083 0.08624 0.07630 -0.0411 0.3838 1.0000
10.500 1.0359 0.08373 0.07407 -0.0385 0.3691 1.0000
10.750 1.0637 0.08135 0.07195 -0.0361 0.3565 1.0000
11.000 1.0871 0.07814 0.06900 -0.0332 0.3352 1.0000
11.250 1.1141 0.07475 0.06593 -0.0305 0.3150 1.0000
11.500 1.1040 0.07840 0.06970 -0.0305 0.2966 1.0000
11.750 1.0983 0.08098 0.07241 -0.0302 0.2692 1.0000
12.000 1.0890 0.08492 0.07652 -0.0305 0.2404 1.0000
12.250 1.0872 0.08469 0.07437 -0.0276 0.0726 1.0000
12.500 1.0751 0.08974 0.07931 -0.0283 0.0622 1.0000
12.750 1.0659 0.09451 0.08405 -0.0290 0.0559 1.0000
13.000 1.0597 0.09891 0.08849 -0.0296 0.0511 1.0000
13.250 1.0536 0.10331 0.09290 -0.0303 0.0476 1.0000
13.500 1.0498 0.10738 0.09699 -0.0309 0.0446 1.0000
13.750 1.0490 0.11098 0.10070 -0.0314 0.0417 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M23 AIRFOIL (m23-il)