NACA M25 AIRFOIL (m25-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M25 AIRFOIL (m25-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 20.5 at α=4° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m25-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-m25-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.2917 0.12978 0.12414 0.0012 0.7931 0.0310
-9.250 -0.2831 0.12675 0.12110 -0.0004 0.7851 0.0316
-9.000 -0.2759 0.12399 0.11831 -0.0014 0.7784 0.0324
-8.750 -0.2667 0.12112 0.11544 -0.0032 0.7710 0.0333
-8.500 -0.2589 0.11849 0.11279 -0.0046 0.7646 0.0343
-8.250 -0.2496 0.11584 0.11014 -0.0066 0.7577 0.0354
-8.000 -0.2409 0.11345 0.10773 -0.0086 0.7512 0.0365
-7.750 -0.2327 0.11151 0.10579 -0.0110 0.7451 0.0373
-7.500 -0.2226 0.11002 0.10429 -0.0143 0.7386 0.0380
-7.250 -0.2109 0.10888 0.10310 -0.0179 0.7335 0.0384
-7.000 -0.1936 0.10786 0.10201 -0.0232 0.7266 0.0387
-6.750 -0.1762 0.10687 0.10093 -0.0277 0.7210 0.0389
-6.500 -0.1693 0.09963 0.09375 -0.0257 0.7162 0.0396
-6.250 -0.1584 0.09491 0.08903 -0.0259 0.7104 0.0408
-6.000 -0.1455 0.09170 0.08577 -0.0272 0.7057 0.0422
-5.750 -0.1288 0.08882 0.08285 -0.0298 0.7001 0.0440
-5.500 -0.1100 0.08625 0.08022 -0.0328 0.6944 0.0467
-5.250 -0.0833 0.08542 0.07922 -0.0377 0.6899 0.0499
-5.000 -0.0517 0.08451 0.07821 -0.0439 0.6835 0.0510
-4.750 -0.0460 0.07867 0.07241 -0.0422 0.6789 0.0528
-4.500 -0.0293 0.07557 0.06919 -0.0432 0.6750 0.0555
-4.250 -0.0040 0.07324 0.06677 -0.0465 0.6688 0.0594
-4.000 0.0380 0.07390 0.06709 -0.0527 0.6635 0.0628
-3.750 0.0477 0.06882 0.06203 -0.0518 0.6601 0.0647
-3.500 0.0687 0.06592 0.05910 -0.0536 0.6539 0.0706
-3.250 0.1102 0.06614 0.05897 -0.0583 0.6489 0.0759
-3.000 0.1211 0.06148 0.05427 -0.0574 0.6456 0.0790
-2.750 0.1491 0.05965 0.05231 -0.0599 0.6392 0.0855
-2.250 0.2120 0.05761 0.04968 -0.0635 0.6310 0.1022
-2.000 0.2289 0.05381 0.04595 -0.0644 0.6250 0.1066
-1.750 0.2654 0.05405 0.04581 -0.0664 0.6201 0.1167
-1.500 0.2818 0.05030 0.04198 -0.0659 0.6168 0.1219
-1.250 0.3104 0.04928 0.04079 -0.0676 0.6108 0.1338
-1.000 0.3346 0.04766 0.03903 -0.0682 0.6060 0.1508
-0.750 0.3603 0.04617 0.03731 -0.0683 0.6026 0.1672
-0.500 0.3878 0.04562 0.03655 -0.0696 0.5967 0.1889
-0.250 0.4107 0.04405 0.03487 -0.0699 0.5918 0.2104
0.500 0.4810 0.04050 0.03089 -0.0706 0.5777 0.3194
0.750 0.5086 0.03949 0.02967 -0.0706 0.5742 0.3349
1.250 0.5897 0.04146 0.03061 -0.0723 0.5636 0.1006
1.500 0.6177 0.04065 0.02957 -0.0721 0.5600 0.0930
1.750 0.6467 0.03999 0.02857 -0.0714 0.5574 0.0867
2.000 0.6690 0.04082 0.02936 -0.0728 0.5495 0.0843
2.250 0.7001 0.04046 0.02873 -0.0732 0.5458 0.0816
2.500 0.7335 0.03989 0.02783 -0.0735 0.5432 0.0794
2.750 0.7562 0.04121 0.02907 -0.0751 0.5352 0.0783
3.000 0.7855 0.04110 0.02875 -0.0753 0.5315 0.0777
3.250 0.8145 0.04068 0.02815 -0.0750 0.5289 0.0779
3.500 0.8285 0.04255 0.03008 -0.0758 0.5208 0.0799
3.750 0.8507 0.04283 0.03028 -0.0752 0.5170 0.0865
4.000 0.8744 0.04265 0.03003 -0.0742 0.5146 0.0934
4.250 0.8798 0.04537 0.03284 -0.0746 0.5060 0.0961
4.500 0.8991 0.04581 0.03317 -0.0737 0.5023 0.1000
4.750 0.9224 0.04571 0.03299 -0.0725 0.5000 0.1063
5.250 0.9376 0.05033 0.03774 -0.0724 0.4870 0.1208
5.500 0.9616 0.05032 0.03779 -0.0714 0.4850 0.1541
6.000 0.9867 0.05538 0.04387 -0.0752 0.4714 1.0000
6.250 1.0086 0.05592 0.04435 -0.0741 0.4695 1.0000
6.500 0.9758 0.06227 0.05075 -0.0738 0.4586 1.0000
6.750 0.9963 0.06302 0.05149 -0.0729 0.4562 1.0000
7.000 0.9725 0.06824 0.05675 -0.0722 0.4475 1.0000
7.250 0.9831 0.07014 0.05866 -0.0716 0.4441 1.0000
7.500 1.0012 0.07130 0.05986 -0.0709 0.4418 1.0000
7.750 0.9837 0.07609 0.06470 -0.0706 0.4346 1.0000
8.000 0.9915 0.07831 0.06697 -0.0701 0.4305 1.0000
8.250 1.0071 0.07979 0.06853 -0.0695 0.4280 1.0000
8.500 1.0254 0.08109 0.06997 -0.0689 0.4262 1.0000
9.000 1.0099 0.08899 0.07803 -0.0687 0.4151 1.0000
9.250 1.0270 0.09041 0.07960 -0.0682 0.4128 1.0000
9.500 1.0175 0.09474 0.08402 -0.0683 0.4082 1.0000
9.750 1.0157 0.09813 0.08753 -0.0683 0.4035 1.0000
10.000 1.0277 0.10011 0.08967 -0.0679 0.4003 1.0000
10.250 1.0357 0.10173 0.09144 -0.0671 0.3927 1.0000
10.500 1.1352 0.08085 0.07101 -0.0568 0.3371 1.0000
11.000 1.1340 0.08429 0.07472 -0.0553 0.2948 1.0000
11.250 1.1256 0.08847 0.07906 -0.0555 0.2796 1.0000
11.500 1.1137 0.09345 0.08418 -0.0562 0.2619 1.0000
11.750 1.1050 0.09807 0.08903 -0.0569 0.2426 1.0000
12.000 1.1002 0.10214 0.09327 -0.0573 0.1979 1.0000
12.250 1.0992 0.10211 0.09093 -0.0544 0.0448 1.0000
12.500 1.0945 0.10639 0.09526 -0.0549 0.0418 1.0000
12.750 1.0909 0.11053 0.09950 -0.0554 0.0395 1.0000
13.000 1.0881 0.11455 0.10362 -0.0559 0.0379 1.0000
13.250 1.0860 0.11844 0.10760 -0.0564 0.0367 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M25 AIRFOIL (m25-il)