NACA M25 AIRFOIL (m25-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M25 AIRFOIL (m25-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.83 at α=8.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m25-il-50000.txt Download as CSV file: xf-m25-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.500 -0.4069 0.16737 0.16212 0.0210 1.0000 0.0399
-12.250 -0.3985 0.16654 0.16135 0.0173 1.0000 0.0402
-12.000 -0.3914 0.16633 0.16121 0.0133 1.0000 0.0404
-11.500 -0.3585 0.15115 0.14608 0.0091 1.0000 0.0421
-11.250 -0.3443 0.14637 0.14132 0.0062 1.0000 0.0435
-11.000 -0.3303 0.14247 0.13746 0.0027 1.0000 0.0449
-10.750 -0.3161 0.13886 0.13388 -0.0012 1.0000 0.0463
-10.500 -0.3016 0.13542 0.13047 -0.0053 1.0000 0.0477
-10.250 -0.2870 0.13220 0.12728 -0.0097 1.0000 0.0491
-10.000 -0.2728 0.12945 0.12456 -0.0143 1.0000 0.0504
-9.750 -0.2601 0.12768 0.12283 -0.0193 1.0000 0.0514
-9.500 -0.2521 0.12714 0.12234 -0.0240 1.0000 0.0520
-9.250 -0.2468 0.12732 0.12256 -0.0288 0.9863 0.0523
-9.000 -0.2290 0.12733 0.12253 -0.0384 0.9681 0.0525
-8.750 -0.1997 0.11444 0.10958 -0.0374 0.9604 0.0545
-8.500 -0.1811 0.11010 0.10519 -0.0408 0.9473 0.0564
-8.250 -0.1669 0.10716 0.10221 -0.0440 0.9344 0.0584
-8.000 -0.1557 0.10489 0.09991 -0.0467 0.9223 0.0603
-7.750 -0.1468 0.10330 0.09830 -0.0491 0.9111 0.0623
-7.500 -0.1356 0.10281 0.09778 -0.0532 0.8998 0.0642
-7.250 -0.1216 0.10432 0.09923 -0.0594 0.8891 0.0651
-7.000 -0.1100 0.10124 0.09616 -0.0611 0.8808 0.0659
-6.750 -0.1025 0.09522 0.09016 -0.0590 0.8730 0.0682
-6.500 -0.0913 0.09267 0.08759 -0.0603 0.8650 0.0707
-6.250 -0.0785 0.09074 0.08561 -0.0624 0.8569 0.0734
-6.000 -0.0628 0.08960 0.08439 -0.0658 0.8492 0.0764
-5.750 -0.0376 0.09145 0.08606 -0.0721 0.8412 0.0782
-5.500 -0.0285 0.08720 0.08186 -0.0724 0.8343 0.0794
-5.250 -0.0199 0.08333 0.07799 -0.0716 0.8279 0.0821
-5.000 -0.0058 0.08142 0.07604 -0.0732 0.8213 0.0858
-4.750 0.0218 0.08234 0.07676 -0.0782 0.8140 0.0910
-4.500 0.0318 0.07900 0.07343 -0.0784 0.8081 0.0933
-4.250 0.0419 0.07653 0.07095 -0.0785 0.8017 0.0984
-4.000 0.0763 0.07818 0.07231 -0.0835 0.7955 0.1052
-3.750 0.0768 0.07418 0.06839 -0.0820 0.7894 0.1077
-3.500 0.0948 0.07232 0.06642 -0.0828 0.7839 0.1146
-3.250 0.1150 0.07261 0.06655 -0.0851 0.7777 0.1197
-3.000 0.1227 0.07011 0.06406 -0.0844 0.7723 0.1249
-2.750 0.1506 0.06934 0.06308 -0.0864 0.7672 0.1342
-2.500 0.1516 0.06837 0.06213 -0.0854 0.7616 0.1404
-2.250 0.1697 0.06737 0.06101 -0.0862 0.7565 0.1511
-2.000 0.1900 0.06648 0.05997 -0.0870 0.7517 0.1637
-1.750 0.1990 0.06795 0.06125 -0.0870 0.7468 0.1743
-1.250 0.2362 0.06474 0.05786 -0.0877 0.7381 0.2041
-1.000 0.2358 0.06585 0.05888 -0.0865 0.7350 0.2161
-0.750 0.2374 0.06590 0.05888 -0.0850 0.7328 0.2300
-0.500 0.2408 0.06511 0.05808 -0.0838 0.7315 0.2463
-0.250 0.2476 0.06451 0.05744 -0.0831 0.7303 0.2767
0.000 0.2783 0.06088 0.05371 -0.0843 0.7239 0.3897
0.250 0.2851 0.06047 0.05325 -0.0835 0.7239 0.4313
0.500 0.2713 0.06187 0.05470 -0.0820 0.7356 0.4383
0.750 0.2935 0.06142 0.05414 -0.0833 0.7379 0.4800
1.750 0.2456 0.06681 0.05959 -0.0792 0.8700 0.5012
2.000 0.2732 0.06691 0.05953 -0.0806 0.8567 0.5293
2.250 0.3019 0.06768 0.06002 -0.0823 0.8439 0.5486
2.500 0.3312 0.06881 0.06087 -0.0840 0.8312 0.5602
2.750 0.3615 0.07012 0.06200 -0.0859 0.8195 0.5688
3.000 0.4027 0.07280 0.06440 -0.0893 0.8104 0.5531
3.250 0.4274 0.07533 0.06664 -0.0898 0.7976 0.4982
3.500 0.4415 0.07721 0.06831 -0.0887 0.7854 0.4495
3.750 0.4576 0.07943 0.07033 -0.0878 0.7744 0.3999
4.000 0.4961 0.08291 0.07353 -0.0899 0.7673 0.3313
4.250 0.5101 0.08417 0.07463 -0.0886 0.7553 0.2949
4.500 0.5214 0.08560 0.07590 -0.0873 0.7455 0.2654
4.750 0.5580 0.08847 0.07848 -0.0890 0.7395 0.2268
5.000 0.5623 0.08937 0.07924 -0.0870 0.7291 0.2151
5.500 0.6030 0.09282 0.08243 -0.0872 0.7132 0.2029
5.750 0.6236 0.09491 0.08441 -0.0875 0.7078 0.1969
6.000 0.6366 0.09617 0.08558 -0.0866 0.6986 0.1914
6.250 0.6668 0.09918 0.08842 -0.0878 0.6948 0.1874
6.500 0.6645 0.09956 0.08878 -0.0853 0.6845 0.1871
6.750 0.6981 0.10276 0.09190 -0.0869 0.6806 0.1892
7.000 0.6909 0.10294 0.09207 -0.0841 0.6703 0.1908
7.250 0.7211 0.10606 0.09513 -0.0855 0.6663 0.2005
7.500 0.7141 0.10656 0.09565 -0.0831 0.6575 0.2063
7.750 0.7408 0.10933 0.09844 -0.0841 0.6525 0.2411
8.000 0.7392 0.11039 0.09959 -0.0825 0.6446 0.2653
8.250 0.7672 0.11232 0.10215 -0.0836 0.6384 1.0000
8.500 0.7682 0.11403 0.10370 -0.0823 0.6323 1.0000
8.750 0.7832 0.11638 0.10594 -0.0822 0.6252 1.0000
9.000 0.8028 0.11983 0.10938 -0.0828 0.6212 1.0000
9.250 0.8008 0.12075 0.11031 -0.0813 0.6119 1.0000
9.500 0.8276 0.12475 0.11432 -0.0826 0.6080 1.0000
9.750 0.8177 0.12534 0.11495 -0.0806 0.5996 1.0000
10.000 0.8405 0.12877 0.11843 -0.0814 0.5943 1.0000
10.250 0.8369 0.13025 0.11995 -0.0803 0.5876 1.0000
10.500 0.8529 0.13304 0.12284 -0.0806 0.5811 1.0000
10.750 0.8632 0.13604 0.12597 -0.0807 0.5767 1.0000
11.000 0.8673 0.13768 0.12771 -0.0802 0.5681 1.0000
11.250 0.8940 0.14232 0.13252 -0.0815 0.5643 1.0000
11.500 0.8819 0.14260 0.13285 -0.0800 0.5558 1.0000
11.750 0.9048 0.14658 0.13702 -0.0809 0.5506 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M25 AIRFOIL (m25-il)