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

Polar data table (+)

Polar graphs


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