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

Polar data table (+)

Polar graphs


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