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

Polar data table (+)

Polar graphs


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