NACA M25 AIRFOIL (m25-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M25 AIRFOIL (m25-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 54.32 at α=7.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m25-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-m25-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-7.000 -0.2458 0.10305 0.09823 -0.0027 0.6572 0.0213
-6.750 -0.2356 0.09862 0.09376 -0.0033 0.6524 0.0216
-6.500 -0.2238 0.09510 0.09020 -0.0048 0.6484 0.0219
-6.250 -0.2105 0.09190 0.08693 -0.0068 0.6449 0.0224
-6.000 -0.1945 0.08875 0.08377 -0.0095 0.6399 0.0228
-5.750 -0.1775 0.08569 0.08067 -0.0121 0.6355 0.0234
-5.500 -0.1595 0.08273 0.07761 -0.0148 0.6319 0.0243
-5.250 -0.1384 0.07986 0.07469 -0.0179 0.6276 0.0259
-5.000 -0.1112 0.07758 0.07233 -0.0222 0.6229 0.0276
-4.750 -0.0792 0.07594 0.07054 -0.0272 0.6190 0.0282
-4.500 -0.0481 0.07408 0.06848 -0.0314 0.6156 0.0285
-4.250 -0.0164 0.07190 0.06616 -0.0355 0.6106 0.0286
-4.000 0.0135 0.06943 0.06353 -0.0385 0.6065 0.0287
-3.750 0.0245 0.06375 0.05787 -0.0384 0.6034 0.0292
-3.500 0.0366 0.05950 0.05359 -0.0382 0.6000 0.0308
-3.250 0.0621 0.05682 0.05083 -0.0403 0.5953 0.0331
-3.000 0.0913 0.05442 0.04827 -0.0425 0.5913 0.0354
-2.750 0.1384 0.05442 0.04787 -0.0464 0.5879 0.0386
-2.500 0.1617 0.05068 0.04406 -0.0477 0.5840 0.0397
-2.250 0.1791 0.04737 0.04074 -0.0481 0.5797 0.0431
-2.000 0.2093 0.04553 0.03870 -0.0495 0.5759 0.0477
-1.750 0.2529 0.04536 0.03809 -0.0516 0.5728 0.0511
-1.500 0.2686 0.04158 0.03435 -0.0519 0.5686 0.0541
-1.250 0.3135 0.04291 0.03522 -0.0536 0.5641 0.0630
-1.000 0.3305 0.03868 0.03102 -0.0539 0.5608 0.0648
-0.750 0.3553 0.03676 0.02892 -0.0541 0.5579 0.0686
-0.500 0.3959 0.03755 0.02931 -0.0552 0.5531 0.0757
-0.250 0.4145 0.03421 0.02604 -0.0557 0.5491 0.0803
0.000 0.4513 0.03489 0.02628 -0.0559 0.5456 0.0888
0.250 0.4737 0.03211 0.02343 -0.0562 0.5429 0.0909
0.500 0.5010 0.03092 0.02217 -0.0568 0.5381 0.0946
0.750 0.5342 0.03106 0.02199 -0.0570 0.5339 0.1029
1.000 0.5595 0.02927 0.02011 -0.0572 0.5307 0.1051
1.250 0.5870 0.02826 0.01891 -0.0572 0.5281 0.1078
1.500 0.6155 0.02773 0.01832 -0.0578 0.5231 0.1203
1.750 0.6413 0.02705 0.01759 -0.0581 0.5190 0.1511
2.000 0.6789 0.02565 0.01557 -0.0571 0.5161 0.0607
2.250 0.7069 0.02491 0.01464 -0.0569 0.5136 0.0584
2.500 0.7356 0.02449 0.01416 -0.0573 0.5088 0.0563
2.750 0.7643 0.02399 0.01353 -0.0575 0.5047 0.0544
3.000 0.7929 0.02347 0.01281 -0.0575 0.5015 0.0529
3.250 0.8231 0.02301 0.01217 -0.0577 0.4989 0.0522
3.500 0.8534 0.02298 0.01217 -0.0587 0.4939 0.0521
3.750 0.8805 0.02283 0.01198 -0.0587 0.4901 0.0525
4.000 0.9057 0.02267 0.01173 -0.0583 0.4870 0.0536
4.250 0.9307 0.02253 0.01146 -0.0578 0.4844 0.0553
4.500 0.9554 0.02286 0.01189 -0.0579 0.4794 0.0588
4.750 0.9807 0.02308 0.01215 -0.0579 0.4754 0.0693
5.000 1.0063 0.02318 0.01223 -0.0577 0.4725 0.0798
5.250 1.0322 0.02323 0.01225 -0.0574 0.4701 0.1021
5.750 1.1131 0.02322 0.01374 -0.0646 0.4606 1.0000
6.000 1.1376 0.02348 0.01400 -0.0642 0.4576 1.0000
6.250 1.1625 0.02367 0.01421 -0.0638 0.4553 1.0000
6.500 1.1841 0.02459 0.01536 -0.0639 0.4504 1.0000
6.750 1.2096 0.02402 0.01475 -0.0630 0.4416 1.0000
7.000 1.2316 0.02337 0.01416 -0.0622 0.4183 1.0000
7.250 1.2539 0.02340 0.01432 -0.0616 0.4035 1.0000
7.500 1.2726 0.02343 0.01425 -0.0608 0.3662 1.0000
7.750 1.2871 0.02432 0.01500 -0.0600 0.3220 1.0000
8.000 1.2770 0.02756 0.01747 -0.0584 0.2127 1.0000
8.250 1.2535 0.03202 0.02154 -0.0568 0.1491 1.0000
8.500 1.2308 0.03640 0.02575 -0.0553 0.1032 1.0000
8.750 1.2094 0.04116 0.03036 -0.0543 0.0595 1.0000
9.000 1.1938 0.04556 0.03469 -0.0537 0.0387 1.0000
9.250 1.1857 0.04927 0.03845 -0.0532 0.0329 1.0000
9.500 1.1791 0.05287 0.04217 -0.0528 0.0299 1.0000
9.750 1.1728 0.05651 0.04596 -0.0525 0.0281 1.0000
10.000 1.1669 0.06016 0.04975 -0.0522 0.0269 1.0000
10.250 1.1631 0.06362 0.05339 -0.0520 0.0262 1.0000
10.500 1.1589 0.06723 0.05716 -0.0518 0.0255 1.0000
10.750 1.1546 0.07097 0.06108 -0.0518 0.0246 1.0000
11.000 1.1500 0.07484 0.06515 -0.0519 0.0235 1.0000
11.250 1.1450 0.07880 0.06927 -0.0521 0.0223 1.0000
11.500 1.1399 0.08285 0.07346 -0.0523 0.0213 1.0000
11.750 1.1350 0.08689 0.07764 -0.0526 0.0206 1.0000
12.000 1.1309 0.09083 0.08170 -0.0528 0.0201 1.0000
12.250 1.1279 0.09454 0.08553 -0.0529 0.0197 1.0000
12.500 1.1272 0.09771 0.08879 -0.0528 0.0192 1.0000
12.750 1.1341 0.09898 0.09008 -0.0514 0.0186 1.0000
13.000 1.1691 0.09409 0.08503 -0.0458 0.0170 1.0000
13.250 1.1889 0.09365 0.08466 -0.0436 0.0159 1.0000
13.500 1.2189 0.09144 0.08253 -0.0393 0.0153 1.0000
13.750 1.2469 0.09037 0.08155 -0.0356 0.0150 1.0000
14.000 1.2719 0.09044 0.08178 -0.0326 0.0149 1.0000
14.250 1.2903 0.09181 0.08336 -0.0305 0.0147 1.0000
14.500 1.2988 0.09438 0.08617 -0.0296 0.0143 1.0000
14.750 1.3024 0.09751 0.08954 -0.0293 0.0138 1.0000
15.000 1.3034 0.10099 0.09325 -0.0293 0.0134 1.0000
15.250 1.3021 0.10481 0.09730 -0.0297 0.0131 1.0000
15.500 1.2986 0.10898 0.10171 -0.0303 0.0129 1.0000
15.750 1.2931 0.11352 0.10656 -0.0312 0.0130 1.0000
16.000 1.2856 0.11843 0.11171 -0.0326 0.0131 1.0000
16.250 1.2767 0.12365 0.11718 -0.0344 0.0133 1.0000
16.500 1.2666 0.12921 0.12297 -0.0366 0.0134 1.0000
16.750 1.2556 0.13509 0.12907 -0.0393 0.0135 1.0000
17.000 1.2439 0.14130 0.13548 -0.0424 0.0137 1.0000
17.250 1.2318 0.14784 0.14222 -0.0459 0.0138 1.0000
17.500 1.2195 0.15476 0.14933 -0.0498 0.0140 1.0000
17.750 1.2072 0.16206 0.15681 -0.0542 0.0141 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M25 AIRFOIL (m25-il)