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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M27 AIRFOIL (m27-il)