Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

NACA M27 AIRFOIL (m27-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA M27 AIRFOIL (m27-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 8.99 at α=0.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-m27-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-m27-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NACA M27 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 =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.750  -0.2230   0.14526   0.14083  -0.0146   0.7887   0.0420
 -11.500  -0.2174   0.14321   0.13874  -0.0161   0.7832   0.0429
 -11.250  -0.2150   0.14285   0.13837  -0.0192   0.7780   0.0436
 -10.750  -0.1990   0.13544   0.13093  -0.0212   0.7667   0.0445
 -10.500  -0.1882   0.13142   0.12689  -0.0216   0.7612   0.0453
 -10.250  -0.1790   0.12831   0.12378  -0.0229   0.7551   0.0462
 -10.000  -0.1722   0.12559   0.12101  -0.0237   0.7504   0.0472
  -9.750  -0.1643   0.12290   0.11830  -0.0251   0.7455   0.0483
  -9.500  -0.1554   0.12023   0.11564  -0.0273   0.7398   0.0496
  -9.250  -0.1492   0.11807   0.11345  -0.0291   0.7353   0.0509
  -9.000  -0.1471   0.11722   0.11256  -0.0318   0.7317   0.0518
  -8.750  -0.1463   0.11745   0.11287  -0.0383   0.7258   0.0522
  -8.250  -0.1218   0.10738   0.10273  -0.0364   0.7169   0.0538
  -8.000  -0.1113   0.10422   0.09957  -0.0375   0.7122   0.0549
  -7.750  -0.1011   0.10145   0.09681  -0.0396   0.7068   0.0562
  -7.500  -0.0943   0.09895   0.09429  -0.0412   0.7026   0.0574
  -7.250  -0.0914   0.09692   0.09221  -0.0421   0.6993   0.0587
  -7.000  -0.0815   0.09501   0.09033  -0.0456   0.6938   0.0603
  -6.750  -0.0700   0.09488   0.09014  -0.0514   0.6888   0.0618
  -6.500  -0.0545   0.09660   0.09163  -0.0582   0.6850   0.0625
  -6.250  -0.0481   0.08968   0.08477  -0.0552   0.6822   0.0632
  -6.000  -0.0351   0.08531   0.08051  -0.0549   0.6765   0.0645
  -5.750  -0.0220   0.08257   0.07774  -0.0556   0.6718   0.0663
  -5.500  -0.0086   0.08016   0.07524  -0.0565   0.6683   0.0682
  -5.250   0.0061   0.07798   0.07294  -0.0575   0.6654   0.0704
  -5.000   0.0364   0.07853   0.07337  -0.0639   0.6584   0.0738
  -4.750   0.0620   0.07827   0.07286  -0.0674   0.6542   0.0748
  -4.500   0.0693   0.07295   0.06761  -0.0657   0.6514   0.0757
  -4.250   0.0808   0.06958   0.06417  -0.0644   0.6490   0.0771
  -4.000   0.0984   0.06793   0.06261  -0.0663   0.6417   0.0797
  -3.750   0.1184   0.06622   0.06078  -0.0671   0.6375   0.0836
  -3.500   0.1590   0.06836   0.06238  -0.0701   0.6344   0.0882
  -3.250   0.1679   0.06353   0.05762  -0.0691   0.6316   0.0893
  -3.000   0.1809   0.06184   0.05607  -0.0701   0.6245   0.0910
  -2.750   0.1988   0.05994   0.05410  -0.0698   0.6207   0.0940
  -2.500   0.2229   0.05844   0.05239  -0.0697   0.6181   0.0991
  -2.250   0.2521   0.05893   0.05258  -0.0710   0.6134   0.1034
  -2.000   0.2619   0.05730   0.05106  -0.0712   0.6069   0.1051
  -1.750   0.2800   0.05557   0.04927  -0.0706   0.6037   0.1094
  -1.500   0.3120   0.05524   0.04856  -0.0706   0.6015   0.1187
  -1.250   0.3161   0.05529   0.04878  -0.0708   0.5936   0.1208
  -1.000   0.3329   0.05442   0.04784  -0.0703   0.5891   0.1260
  -0.750   0.3616   0.05359   0.04672  -0.0700   0.5865   0.1349
  -0.500   0.3846   0.05140   0.04444  -0.0691   0.5848   0.1414
  -0.250   0.3682   0.05599   0.04921  -0.0692   0.5733   0.1427
   0.000   0.3960   0.05455   0.04757  -0.0687   0.5709   0.1529
   0.250   0.4270   0.05289   0.04568  -0.0681   0.5692   0.1671
   0.500   0.4577   0.05089   0.04349  -0.0673   0.5680   0.1835
   0.750   0.4039   0.05920   0.05212  -0.0664   0.5543   0.1721
   1.000   0.3700   0.06347   0.05645  -0.0629   0.5470   0.1696
   1.250   0.4705   0.05567   0.04823  -0.0655   0.5510   0.2288
   1.500   0.2723   0.08201   0.07541  -0.0633   0.5991   0.1534
   1.750   0.2798   0.08467   0.07787  -0.0626   0.5989   0.1648
   2.000   0.2662   0.08467   0.07790  -0.0602   0.5897   0.1657
   2.250   0.2998   0.08430   0.07740  -0.0612   0.5860   0.1820
   2.500   0.3508   0.08411   0.07706  -0.0635   0.5836   0.2142
   2.750   0.3375   0.08598   0.07896  -0.0619   0.5828   0.2179
   3.000   0.3924   0.08051   0.07327  -0.0608   0.5507   0.3060
   5.250   0.5134   0.09683   0.08802  -0.0570   0.5365   0.1175
   5.500   0.4874   0.09860   0.08984  -0.0547   0.5295   0.1174
   5.750   0.5066   0.09958   0.09077  -0.0547   0.5247   0.1165
   6.000   0.5375   0.10081   0.09192  -0.0552   0.5219   0.1154
   6.250   0.5778   0.10288   0.09383  -0.0564   0.5203   0.1173
   6.500   0.5455   0.10431   0.09533  -0.0539   0.5112   0.1166
   6.750   0.5692   0.10579   0.09679  -0.0542   0.5077   0.1215
   7.000   0.5969   0.10756   0.09849  -0.0543   0.5056   0.1343
   7.250   0.6299   0.10978   0.10065  -0.0547   0.5043   0.1564
   7.500   0.5962   0.11110   0.10199  -0.0524   0.4944   0.1486
   7.750   0.6192   0.11253   0.10341  -0.0523   0.4911   0.1941
   8.000   0.6683   0.11464   0.10687  -0.0571   0.4892   1.0000
   8.250   0.7016   0.11789   0.10992  -0.0579   0.4882   1.0000
   8.500   0.6587   0.11849   0.11063  -0.0552   0.4776   1.0000
   8.750   0.6827   0.12050   0.11252  -0.0552   0.4746   1.0000
   9.000   0.7137   0.12333   0.11525  -0.0557   0.4731   1.0000
   9.250   0.6821   0.12499   0.11697  -0.0542   0.4650   1.0000
   9.500   0.6988   0.12686   0.11880  -0.0540   0.4608   1.0000
   9.750   0.7245   0.12918   0.12105  -0.0541   0.4584   1.0000
  10.000   0.7581   0.13256   0.12439  -0.0548   0.4571   1.0000
  10.250   0.7203   0.13345   0.12534  -0.0534   0.4474   1.0000
  10.500   0.7399   0.13553   0.12740  -0.0534   0.4442   1.0000
<< Back to NACA M27 AIRFOIL (m27-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA M27 AIRFOIL (m27-il)