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

NACA M25 AIRFOIL (m25-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA M25 AIRFOIL (m25-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 53.88 at α=8.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-m25-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-m25-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NACA M25 AIRFOIL                                
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -6.500  -0.1973   0.10078   0.09651  -0.0216   0.7308   0.0309
  -6.250  -0.1932   0.09405   0.08979  -0.0187   0.7265   0.0314
  -6.000  -0.1811   0.09003   0.08575  -0.0196   0.7216   0.0322
  -5.750  -0.1649   0.08676   0.08246  -0.0219   0.7159   0.0331
  -5.500  -0.1489   0.08390   0.07952  -0.0237   0.7115   0.0341
  -5.250  -0.1285   0.08110   0.07666  -0.0268   0.7061   0.0353
  -5.000  -0.1064   0.07842   0.07392  -0.0300   0.7006   0.0367
  -4.750  -0.0826   0.07626   0.07162  -0.0329   0.6965   0.0386
  -4.500  -0.0215   0.08017   0.07517  -0.0438   0.6899   0.0406
  -4.250  -0.0217   0.07219   0.06734  -0.0417   0.6855   0.0414
  -4.000  -0.0100   0.06812   0.06322  -0.0412   0.6819   0.0428
  -3.750   0.0130   0.06534   0.06040  -0.0435   0.6764   0.0450
  -3.500   0.0393   0.06302   0.05796  -0.0458   0.6711   0.0478
  -3.250   0.0782   0.06287   0.05751  -0.0491   0.6672   0.0518
  -3.000   0.1105   0.06081   0.05531  -0.0524   0.6615   0.0533
  -2.750   0.1225   0.05654   0.05109  -0.0523   0.6566   0.0561
  -2.500   0.1466   0.05443   0.04883  -0.0528   0.6530   0.0606
  -2.250   0.2004   0.05710   0.05104  -0.0572   0.6470   0.0655
  -2.000   0.2104   0.05152   0.04557  -0.0572   0.6421   0.0673
  -1.750   0.2309   0.04904   0.04297  -0.0570   0.6386   0.0711
  -1.500   0.2730   0.04997   0.04356  -0.0594   0.6333   0.0789
  -1.250   0.2891   0.04636   0.04003  -0.0599   0.6279   0.0826
  -1.000   0.3290   0.04784   0.04103  -0.0604   0.6241   0.0916
  -0.750   0.3444   0.04376   0.03702  -0.0606   0.6199   0.0945
  -0.500   0.3812   0.04495   0.03791  -0.0623   0.6134   0.1052
  -0.250   0.3984   0.04147   0.03446  -0.0619   0.6100   0.1095
   0.000   0.4247   0.04028   0.03302  -0.0612   0.6075   0.1219
   0.250   0.4538   0.04031   0.03301  -0.0635   0.5992   0.1346
   0.500   0.4801   0.03928   0.03179  -0.0631   0.5956   0.1481
   0.750   0.5049   0.03792   0.03025  -0.0623   0.5933   0.1628
   1.000   0.5304   0.03808   0.03046  -0.0646   0.5851   0.1797
   1.250   0.5556   0.03712   0.02937  -0.0641   0.5814   0.2065
   1.500   0.5794   0.03572   0.02782  -0.0631   0.5791   0.2487
   1.750   0.6001   0.03589   0.02811  -0.0651   0.5707   0.3090
   2.000   0.6233   0.03466   0.02682  -0.0645   0.5672   0.3681
   2.250   0.6505   0.03358   0.02559  -0.0636   0.5650   0.3987
   2.500   0.6745   0.03492   0.02702  -0.0659   0.5565   0.4084
   2.750   0.7048   0.03490   0.02685  -0.0656   0.5528   0.3915
   3.000   0.7440   0.03615   0.02755  -0.0643   0.5506   0.2303
   3.250   0.7679   0.03873   0.03001  -0.0663   0.5418   0.1440
   3.500   0.7968   0.03848   0.02950  -0.0656   0.5386   0.1180
   3.750   0.8263   0.03751   0.02846  -0.0648   0.5365   0.1110
   4.000   0.8407   0.04083   0.03189  -0.0678   0.5265   0.1099
   4.250   0.8707   0.04051   0.03151  -0.0674   0.5238   0.1157
   4.500   0.8990   0.03987   0.03076  -0.0663   0.5220   0.1163
   4.750   0.9247   0.03936   0.03010  -0.0647   0.5204   0.1187
   5.250   0.8886   0.05426   0.04539  -0.0722   0.4966   0.1182
   5.500   0.9099   0.05466   0.04576  -0.0712   0.4942   0.1240
   5.750   0.8805   0.06120   0.05234  -0.0717   0.4877   0.1217
   6.000   0.8701   0.06528   0.05644  -0.0714   0.4829   0.1230
   6.250   0.8811   0.06730   0.05842  -0.0711   0.4806   0.1304
   6.500   0.9065   0.06786   0.05899  -0.0705   0.4788   0.1571
   6.750   0.9288   0.06968   0.06198  -0.0730   0.4765   1.0000
   7.000   0.8940   0.07640   0.06883  -0.0733   0.4750   1.0000
   7.250   0.8965   0.08025   0.07263  -0.0736   0.4785   1.0000
   7.500   0.9187   0.08201   0.07431  -0.0733   0.4775   1.0000
   7.750   1.2755   0.02659   0.01828  -0.0556   0.4284   1.0000
   8.000   1.3004   0.02473   0.01641  -0.0540   0.3996   1.0000
   8.250   1.3195   0.02449   0.01614  -0.0529   0.3648   1.0000
   8.500   1.3322   0.02543   0.01700  -0.0518   0.3206   1.0000
   8.750   1.3244   0.02830   0.01931  -0.0502   0.2305   1.0000
   9.000   1.2997   0.03273   0.02337  -0.0489   0.1720   1.0000
   9.250   1.2756   0.03735   0.02781  -0.0476   0.1324   1.0000
   9.500   1.2525   0.04234   0.03264  -0.0469   0.0930   1.0000
   9.750   1.2327   0.04722   0.03742  -0.0464   0.0722   1.0000
  10.000   1.2203   0.05144   0.04171  -0.0460   0.0615   1.0000
  10.250   1.2105   0.05546   0.04579  -0.0457   0.0564   1.0000
  10.500   1.2030   0.05930   0.04975  -0.0454   0.0537   1.0000
  10.750   1.1952   0.06323   0.05380  -0.0453   0.0515   1.0000
  11.000   1.1867   0.06739   0.05806  -0.0453   0.0496   1.0000
  11.250   1.1775   0.07178   0.06256  -0.0454   0.0479   1.0000
  11.500   1.1695   0.07613   0.06703  -0.0456   0.0466   1.0000
  11.750   1.1640   0.08018   0.07124  -0.0458   0.0453   1.0000
  12.000   1.1590   0.08419   0.07538  -0.0460   0.0443   1.0000
  12.250   1.1555   0.08795   0.07927  -0.0461   0.0437   1.0000
  12.500   1.1546   0.09120   0.08263  -0.0459   0.0431   1.0000
  12.750   1.1594   0.09326   0.08477  -0.0451   0.0426   1.0000
  13.000   1.1871   0.09048   0.08196  -0.0410   0.0421   1.0000
  13.250   1.2607   0.08035   0.07162  -0.0305   0.0410   1.0000
  13.500   1.5079   0.07488   0.06666  -0.0166   0.0572   1.0000
  13.750   1.4710   0.07630   0.06836  -0.0153   0.0562   1.0000
  14.000   1.4678   0.07881   0.07137  -0.0141   0.0611   1.0000
  14.250   1.4789   0.08341   0.07663  -0.0126   0.0731   1.0000
  14.500   1.4759   0.08838   0.08220  -0.0118   0.0856   1.0000
  14.750   1.4473   0.09339   0.08751  -0.0126   0.0869   1.0000
  15.000   1.4223   0.09928   0.09367  -0.0138   0.0896   1.0000
  15.250   1.4061   0.10529   0.10003  -0.0150   0.0973   1.0000
  15.500   1.3773   0.11162   0.10654  -0.0174   0.0971   1.0000
  15.750   1.3493   0.11833   0.11340  -0.0202   0.0968   1.0000
<< Back to NACA M25 AIRFOIL (m25-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA M25 AIRFOIL (m25-il)