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