NACA M27 AIRFOIL (m27-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M27 AIRFOIL (m27-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 4.73 at α=9.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m27-il-50000.txt Download as CSV file: xf-m27-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-15.250 -0.1393 0.16146 0.15656 -0.0369 1.0000 0.0645
-15.000 -0.1505 0.16333 0.15853 -0.0347 1.0000 0.0651
-14.750 -0.1472 0.16249 0.15770 -0.0360 0.9958 0.0664
-14.500 -0.1327 0.15980 0.15496 -0.0400 0.9895 0.0686
-14.250 -0.2633 0.17183 0.16640 -0.0177 1.0000 0.0640
-14.000 -0.2463 0.16706 0.16165 -0.0211 1.0000 0.0659
-13.750 -0.2314 0.16349 0.15811 -0.0250 1.0000 0.0679
-13.500 -0.2180 0.16048 0.15513 -0.0290 1.0000 0.0699
-13.250 -0.2072 0.15821 0.15289 -0.0328 1.0000 0.0718
-13.000 -0.2027 0.15742 0.15216 -0.0359 1.0000 0.0730
-12.750 -0.2061 0.15828 0.15307 -0.0376 0.9958 0.0737
-12.500 -0.1955 0.15854 0.15332 -0.0448 0.9840 0.0743
-12.250 -0.1707 0.15191 0.14665 -0.0501 0.9736 0.0751
-12.000 -0.1392 0.14322 0.13789 -0.0535 0.9633 0.0774
-11.750 -0.1189 0.13897 0.13358 -0.0576 0.9532 0.0801
-11.500 -0.1046 0.13598 0.13055 -0.0609 0.9420 0.0828
-11.250 -0.0949 0.13404 0.12859 -0.0639 0.9308 0.0854
-11.000 -0.0906 0.13378 0.12831 -0.0670 0.9206 0.0870
-10.750 -0.0914 0.13471 0.12924 -0.0702 0.9107 0.0877
-10.500 -0.0945 0.13589 0.13045 -0.0736 0.9009 0.0880
-10.250 -0.0669 0.12560 0.12009 -0.0709 0.8930 0.0901
-10.000 -0.0556 0.12223 0.11671 -0.0716 0.8838 0.0922
-9.750 -0.0484 0.11998 0.11444 -0.0722 0.8762 0.0945
-9.500 -0.0411 0.11804 0.11250 -0.0740 0.8679 0.0970
-9.250 -0.0376 0.11685 0.11129 -0.0751 0.8611 0.0996
-9.000 -0.0378 0.11716 0.11165 -0.0787 0.8529 0.1015
-8.750 -0.0451 0.11846 0.11296 -0.0815 0.8460 0.1022
-8.500 -0.0328 0.11391 0.10844 -0.0819 0.8391 0.1036
-8.250 -0.0158 0.10913 0.10363 -0.0807 0.8329 0.1069
-8.000 -0.0103 0.10728 0.10176 -0.0814 0.8269 0.1096
-7.750 -0.0094 0.10620 0.10071 -0.0826 0.8199 0.1121
-7.500 -0.0123 0.10569 0.10020 -0.0830 0.8145 0.1144
-7.250 -0.0190 0.10651 0.10104 -0.0846 0.8081 0.1161
-7.000 -0.0271 0.10833 0.10284 -0.0862 0.8021 0.1171
-6.750 -0.0215 0.10624 0.10074 -0.0869 0.7977 0.1182
-6.500 -0.0224 0.10320 0.09778 -0.0843 0.7917 0.1199
-6.250 -0.0228 0.10159 0.09619 -0.0828 0.7865 0.1222
-6.000 -0.0175 0.10004 0.09461 -0.0826 0.7823 0.1257
-5.750 -0.0293 0.10047 0.09507 -0.0807 0.7780 0.1277
-5.500 -0.0503 0.10151 0.09616 -0.0771 0.7738 0.1284
-5.250 -0.0652 0.10233 0.09699 -0.0746 0.7707 0.1302
-5.000 -0.0859 0.10351 0.09819 -0.0708 0.7694 0.1311
-4.750 -0.1077 0.10488 0.09957 -0.0669 0.7697 0.1318
-4.500 -0.1261 0.10678 0.10143 -0.0640 0.7718 0.1325
-4.250 -0.1354 0.10743 0.10206 -0.0625 0.7756 0.1333
-4.000 -0.1388 0.10368 0.09840 -0.0599 0.7787 0.1351
-3.250 -0.3500 0.10910 0.10456 -0.0249 0.9593 0.1209
-3.000 -0.3271 0.10665 0.10202 -0.0278 0.9463 0.1259
-2.750 -0.2829 0.10783 0.10283 -0.0360 0.9306 0.1336
-2.500 -0.2693 0.10331 0.09837 -0.0363 0.9226 0.1376
-2.250 -0.2219 0.10578 0.10040 -0.0438 0.9082 0.1487
-2.000 -0.2185 0.10060 0.09532 -0.0421 0.8962 0.1510
-1.750 -0.2042 0.09850 0.09317 -0.0423 0.8859 0.1567
-1.500 -0.1641 0.09841 0.09282 -0.0476 0.8773 0.1665
-1.250 -0.1540 0.09620 0.09056 -0.0469 0.8647 0.1729
-0.500 -0.0908 0.09367 0.08758 -0.0506 0.8352 0.2064
0.250 -0.0220 0.09264 0.08606 -0.0547 0.8113 0.2728
0.500 -0.0099 0.09018 0.08363 -0.0540 0.8009 0.2956
0.750 0.0199 0.08960 0.08293 -0.0561 0.7971 0.3694
1.000 0.0171 0.08727 0.08062 -0.0530 0.7862 0.3940
1.250 0.0509 0.08724 0.08040 -0.0554 0.7815 0.4494
1.500 0.0533 0.08555 0.07870 -0.0531 0.7713 0.4691
1.750 0.0892 0.08569 0.07869 -0.0556 0.7657 0.5046
2.000 0.0960 0.08510 0.07801 -0.0542 0.7562 0.5207
2.250 0.1305 0.08582 0.07857 -0.0565 0.7501 0.5446
2.500 0.1430 0.08640 0.07898 -0.0561 0.7427 0.5510
2.750 0.1762 0.08790 0.08019 -0.0583 0.7345 0.5504
3.000 0.1976 0.08936 0.08144 -0.0592 0.7281 0.5397
3.250 0.2265 0.09146 0.08325 -0.0608 0.7184 0.5065
3.500 0.2555 0.09499 0.08647 -0.0624 0.7133 0.4403
3.750 0.2706 0.09651 0.08776 -0.0617 0.7032 0.3907
4.000 0.3178 0.10103 0.09182 -0.0646 0.6988 0.3144
4.250 0.3120 0.10066 0.09135 -0.0616 0.6888 0.2975
4.500 0.3501 0.10364 0.09395 -0.0631 0.6834 0.2538
4.750 0.3532 0.10429 0.09445 -0.0613 0.6762 0.2381
5.000 0.3791 0.10597 0.09586 -0.0618 0.6694 0.2164
5.250 0.4209 0.10948 0.09898 -0.0642 0.6658 0.1979
5.500 0.4121 0.10917 0.09857 -0.0612 0.6569 0.1943
5.750 0.4448 0.11148 0.10068 -0.0629 0.6513 0.1908
6.000 0.4656 0.11393 0.10295 -0.0633 0.6475 0.1929
6.250 0.4686 0.11429 0.10322 -0.0617 0.6386 0.1944
6.500 0.4980 0.11679 0.10562 -0.0628 0.6344 0.1976
6.750 0.5078 0.11851 0.10728 -0.0621 0.6304 0.2012
7.000 0.5139 0.11920 0.10790 -0.0607 0.6219 0.2076
7.250 0.5412 0.12181 0.11043 -0.0613 0.6177 0.2276
7.500 0.5422 0.12289 0.11148 -0.0598 0.6129 0.2397
7.750 0.5517 0.12393 0.11254 -0.0590 0.6058 0.2690
8.000 0.5937 0.12646 0.11618 -0.0629 0.6014 1.0000
8.250 0.5938 0.12784 0.11731 -0.0615 0.5965 1.0000
8.500 0.6037 0.12943 0.11868 -0.0608 0.5889 1.0000
8.750 0.6294 0.13300 0.12203 -0.0616 0.5849 1.0000
9.000 0.6254 0.13405 0.12304 -0.0603 0.5801 1.0000
9.250 0.6346 0.13571 0.12461 -0.0599 0.5730 1.0000
9.500 0.6592 0.13929 0.12808 -0.0606 0.5689 1.0000
9.750 0.6558 0.14036 0.12913 -0.0596 0.5638 1.0000
10.000 0.6654 0.14213 0.13087 -0.0593 0.5569 1.0000
10.250 0.6882 0.14567 0.13436 -0.0601 0.5530 1.0000
10.500 0.6885 0.14726 0.13594 -0.0595 0.5489 1.0000
10.750 0.6947 0.14863 0.13731 -0.0591 0.5413 1.0000
11.000 0.7176 0.15228 0.14093 -0.0599 0.5371 1.0000
11.250 0.7205 0.15427 0.14294 -0.0597 0.5336 1.0000
11.500 0.7229 0.15525 0.14394 -0.0593 0.5262 1.0000
11.750 0.7437 0.15867 0.14737 -0.0599 0.5216 1.0000
12.000 0.7522 0.16145 0.15016 -0.0602 0.5183 1.0000
12.250 0.7514 0.16199 0.15074 -0.0598 0.5108 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M27 AIRFOIL (m27-il)