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=5


Details Polar file
Airfoil: NACA M27 AIRFOIL (m27-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 9.64 at α=3.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-m27-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-m27-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.250  -0.1894   0.14187   0.13557  -0.0240   0.7650   0.0604
 -11.000  -0.1857   0.14086   0.13456  -0.0267   0.7589   0.0615
 -10.750  -0.1855   0.14044   0.13413  -0.0292   0.7539   0.0619
 -10.500  -0.1776   0.13707   0.13077  -0.0307   0.7482   0.0623
 -10.250  -0.1613   0.13094   0.12461  -0.0303   0.7419   0.0636
 -10.000  -0.1527   0.12763   0.12125  -0.0306   0.7369   0.0650
  -9.750  -0.1438   0.12473   0.11833  -0.0320   0.7314   0.0665
  -9.500  -0.1356   0.12206   0.11567  -0.0337   0.7257   0.0683
  -9.250  -0.1297   0.11988   0.11347  -0.0352   0.7210   0.0704
  -9.000  -0.1263   0.11877   0.11233  -0.0381   0.7164   0.0722
  -8.750  -0.1253   0.11854   0.11215  -0.0427   0.7105   0.0730
  -8.500  -0.1287   0.11852   0.11213  -0.0462   0.7057   0.0733
  -8.250  -0.1071   0.11076   0.10432  -0.0437   0.7020   0.0746
  -8.000  -0.0933   0.10680   0.10037  -0.0444   0.6961   0.0762
  -7.750  -0.0847   0.10398   0.09754  -0.0456   0.6911   0.0778
  -7.500  -0.0798   0.10169   0.09522  -0.0464   0.6871   0.0795
  -7.250  -0.0735   0.09956   0.09307  -0.0480   0.6826   0.0814
  -7.000  -0.0650   0.09781   0.09132  -0.0509   0.6770   0.0839
  -6.750  -0.0578   0.09774   0.09116  -0.0552   0.6726   0.0860
  -6.500  -0.0472   0.09860   0.09181  -0.0599   0.6691   0.0868
  -6.250  -0.0357   0.09164   0.08499  -0.0576   0.6639   0.0883
  -6.000  -0.0238   0.08827   0.08162  -0.0577   0.6589   0.0904
  -5.750  -0.0118   0.08572   0.07901  -0.0583   0.6550   0.0927
  -5.500   0.0008   0.08345   0.07662  -0.0592   0.6519   0.0954
  -5.250   0.0176   0.08214   0.07527  -0.0623   0.6457   0.0989
  -4.750   0.0521   0.07889   0.07171  -0.0662   0.6376   0.1025
  -4.500   0.0630   0.07525   0.06807  -0.0651   0.6342   0.1052
  -4.250   0.0781   0.07353   0.06634  -0.0661   0.6280   0.1097
  -4.000   0.1059   0.07450   0.06693  -0.0694   0.6235   0.1163
  -3.750   0.1198   0.07093   0.06332  -0.0689   0.6205   0.1177
  -3.500   0.1325   0.06826   0.06065  -0.0685   0.6161   0.1203
  -3.250   0.1478   0.06681   0.05916  -0.0688   0.6104   0.1242
  -3.000   0.1789   0.06806   0.05994  -0.0709   0.6063   0.1320
  -2.750   0.1911   0.06392   0.05585  -0.0697   0.6037   0.1342
  -2.500   0.2034   0.06259   0.05452  -0.0695   0.5978   0.1380
  -2.000   0.2401   0.06017   0.05184  -0.0693   0.5894   0.1539
  -1.750   0.2636   0.05884   0.05027  -0.0692   0.5869   0.1665
  -1.500   0.2734   0.05960   0.05098  -0.0690   0.5793   0.1778
  -1.250   0.2890   0.05796   0.04927  -0.0684   0.5752   0.1839
  -1.000   0.3111   0.05667   0.04780  -0.0680   0.5723   0.1985
  -0.750   0.3339   0.05503   0.04599  -0.0674   0.5702   0.2155
  -0.250   0.3825   0.05582   0.04600  -0.0677   0.5577   0.0986
   0.000   0.4096   0.05430   0.04423  -0.0673   0.5554   0.0924
   0.500   0.4269   0.05619   0.04586  -0.0656   0.5428   0.0896
   0.750   0.4568   0.05561   0.04484  -0.0650   0.5402   0.0865
   1.000   0.4859   0.05420   0.04324  -0.0648   0.5384   0.0851
   1.500   0.4907   0.05763   0.04657  -0.0631   0.5246   0.0838
   1.750   0.5214   0.05675   0.04543  -0.0629   0.5227   0.0830
   2.250   0.5182   0.06080   0.04936  -0.0603   0.5091   0.0825
   2.500   0.5494   0.06035   0.04863  -0.0604   0.5071   0.0830
   3.000   0.5568   0.06500   0.05298  -0.0593   0.4949   0.0858
   3.250   0.5892   0.06502   0.05279  -0.0602   0.4923   0.0891
   3.500   0.6243   0.06476   0.05233  -0.0610   0.4904   0.0917
   3.750   0.6005   0.06937   0.05700  -0.0594   0.4817   0.0915
   4.000   0.6206   0.07021   0.05771  -0.0592   0.4783   0.0938
   4.250   0.6462   0.07039   0.05771  -0.0588   0.4759   0.0973
   4.500   0.6729   0.07026   0.05744  -0.0582   0.4742   0.1045
   4.750   0.6467   0.07514   0.06237  -0.0567   0.4652   0.1034
   5.000   0.6613   0.07619   0.06338  -0.0559   0.4622   0.1116
   5.250   0.6817   0.07662   0.06372  -0.0551   0.4600   0.1214
   5.750   0.6799   0.08170   0.06880  -0.0532   0.4494   0.1378
   6.000   0.6948   0.08279   0.06988  -0.0525   0.4464   0.1657
   6.250   0.7136   0.08345   0.07067  -0.0520   0.4443   0.2281
   6.750   0.7343   0.08870   0.07708  -0.0555   0.4340   1.0000
   7.000   0.7480   0.09016   0.07836  -0.0547   0.4308   1.0000
   7.250   0.7667   0.09124   0.07927  -0.0541   0.4286   1.0000
   7.500   0.7674   0.09408   0.08205  -0.0534   0.4249   1.0000
   7.750   0.7602   0.09751   0.08550  -0.0528   0.4194   1.0000
   8.000   0.7721   0.09921   0.08712  -0.0522   0.4159   1.0000
   8.250   0.7902   0.10037   0.08820  -0.0517   0.4135   1.0000
   8.500   0.8115   0.10132   0.08907  -0.0512   0.4117   1.0000
   8.750   0.7871   0.10655   0.09439  -0.0509   0.4052   1.0000
   9.000   0.7957   0.10862   0.09644  -0.0505   0.4015   1.0000
   9.250   0.8123   0.10998   0.09777  -0.0501   0.3987   1.0000
   9.500   0.8332   0.11099   0.09875  -0.0497   0.3967   1.0000
   9.750   0.8147   0.11564   0.10348  -0.0496   0.3910   1.0000
  10.000   0.8195   0.11807   0.10593  -0.0494   0.3871   1.0000
  10.250   0.8343   0.11966   0.10752  -0.0491   0.3841   1.0000
  10.500   0.8549   0.12082   0.10867  -0.0488   0.3818   1.0000
  10.750   0.8424   0.12477   0.11269  -0.0488   0.3766   1.0000
  11.000   0.8449   0.12744   0.11543  -0.0488   0.3725   1.0000
  11.250   0.8582   0.12918   0.11720  -0.0486   0.3693   1.0000
  11.500   0.8783   0.13043   0.11847  -0.0484   0.3669   1.0000
  11.750   0.8700   0.13402   0.12213  -0.0486   0.3618   1.0000
  12.000   0.8721   0.13677   0.12494  -0.0488   0.3576   1.0000
<< Back to NACA M27 AIRFOIL (m27-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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