NACA M6 AIRFOIL (m6-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M6 AIRFOIL (m6-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 30.13 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m6-il-50000.txt Download as CSV file: xf-m6-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA M6 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.5376 0.13639 0.12929 0.0068 1.0000 0.2229
-10.500 -0.4971 0.12921 0.12203 0.0093 1.0000 0.2314
-10.250 -0.5233 0.12864 0.12158 0.0060 1.0000 0.2390
-10.000 -0.4890 0.12251 0.11539 0.0080 1.0000 0.2494
-9.750 -0.5013 0.11998 0.11295 0.0060 1.0000 0.2576
-9.500 -0.4915 0.11664 0.10963 0.0063 1.0000 0.2705
-9.250 -0.4766 0.11230 0.10529 0.0066 1.0000 0.2798
-9.000 -0.4901 0.10982 0.10292 0.0051 1.0000 0.2908
-8.750 -0.4865 0.10689 0.10003 0.0051 1.0000 0.3048
-8.500 -0.4647 0.10246 0.09559 0.0061 1.0000 0.3170
-8.250 -0.4589 0.09905 0.09223 0.0063 1.0000 0.3309
-8.000 -0.4539 0.09584 0.08907 0.0066 1.0000 0.3472
-7.750 -0.4485 0.09282 0.08609 0.0074 1.0000 0.3669
-7.500 -0.4720 0.09116 0.08459 0.0079 1.0000 0.3895
-7.250 -0.4324 0.08699 0.08037 0.0104 1.0000 0.4184
-7.000 -0.4171 0.08397 0.07738 0.0124 1.0000 0.4491
-6.750 -0.4028 0.08117 0.07462 0.0145 1.0000 0.4829
-6.250 -0.3615 0.07554 0.06904 0.0189 1.0000 0.5639
-5.500 -0.5310 0.05211 0.04433 -0.0107 1.0000 0.1883
-5.250 -0.5292 0.04875 0.04065 -0.0081 1.0000 0.1761
-5.000 -0.5225 0.04632 0.03798 -0.0057 1.0000 0.1687
-4.750 -0.5161 0.04362 0.03486 -0.0034 1.0000 0.1616
-4.500 -0.5060 0.04158 0.03220 -0.0010 1.0000 0.1560
-4.250 -0.4932 0.03956 0.02995 0.0006 1.0000 0.1544
-4.000 -0.4786 0.03777 0.02785 0.0021 1.0000 0.1536
-3.750 -0.4625 0.03628 0.02601 0.0034 1.0000 0.1547
-3.500 -0.4448 0.03502 0.02435 0.0046 1.0000 0.1566
-3.250 -0.4250 0.03356 0.02270 0.0053 1.0000 0.1589
-3.000 -0.4040 0.03238 0.02140 0.0058 1.0000 0.1617
-2.750 -0.3826 0.03142 0.02030 0.0064 1.0000 0.1658
-2.500 -0.3605 0.03066 0.01929 0.0069 1.0000 0.1720
-2.250 -0.3322 0.02982 0.01849 0.0061 0.9982 0.1841
-2.000 -0.1318 0.02500 0.01705 -0.0187 1.0000 1.0000
-1.750 -0.1142 0.02540 0.01706 -0.0186 0.9964 1.0000
-1.500 -0.0601 0.02584 0.01702 -0.0250 0.9837 1.0000
-1.250 -0.0086 0.02627 0.01710 -0.0309 0.9708 1.0000
-1.000 0.0385 0.02668 0.01725 -0.0359 0.9576 1.0000
-0.750 0.0826 0.02711 0.01745 -0.0402 0.9443 1.0000
-0.500 0.1249 0.02755 0.01771 -0.0440 0.9314 1.0000
-0.250 0.1696 0.02798 0.01798 -0.0482 0.9190 1.0000
0.000 0.2266 0.02829 0.01815 -0.0544 0.9081 1.0000
0.250 0.2562 0.02881 0.01859 -0.0556 0.8943 1.0000
0.500 0.2835 0.02941 0.01911 -0.0564 0.8810 1.0000
0.750 0.3119 0.02999 0.01964 -0.0572 0.8682 1.0000
1.000 0.3461 0.03050 0.02010 -0.0589 0.8564 1.0000
1.250 0.3776 0.03101 0.02057 -0.0599 0.8443 1.0000
1.500 0.3913 0.03188 0.02141 -0.0582 0.8310 1.0000
1.750 0.4091 0.03270 0.02222 -0.0571 0.8183 1.0000
2.000 0.4367 0.03332 0.02283 -0.0573 0.8069 1.0000
2.250 0.4623 0.03394 0.02345 -0.0571 0.7950 1.0000
2.500 0.4704 0.03506 0.02457 -0.0547 0.7819 1.0000
2.750 0.4856 0.03602 0.02554 -0.0531 0.7696 1.0000
3.000 0.5150 0.03657 0.02611 -0.0531 0.7585 1.0000
3.250 0.5317 0.03747 0.02703 -0.0516 0.7459 1.0000
3.500 0.5381 0.03876 0.02835 -0.0491 0.7327 1.0000
3.750 0.5514 0.03986 0.02947 -0.0472 0.7200 1.0000
4.000 0.5788 0.04042 0.03009 -0.0466 0.7082 1.0000
4.250 0.6015 0.04109 0.03081 -0.0455 0.6956 1.0000
4.500 0.6061 0.04258 0.03234 -0.0429 0.6816 1.0000
4.750 0.6144 0.04394 0.03374 -0.0405 0.6678 1.0000
5.000 0.6291 0.04504 0.03489 -0.0387 0.6545 1.0000
5.250 0.6551 0.04556 0.03551 -0.0377 0.6417 1.0000
5.500 0.6874 0.04561 0.03569 -0.0368 0.6291 1.0000
5.750 0.6907 0.04735 0.03747 -0.0342 0.6144 1.0000
6.000 0.6959 0.04903 0.03921 -0.0319 0.5997 1.0000
6.250 0.7021 0.05072 0.04097 -0.0297 0.5853 1.0000
6.500 0.7108 0.05234 0.04267 -0.0277 0.5711 1.0000
6.750 0.7249 0.05361 0.04404 -0.0260 0.5571 1.0000
7.000 0.7467 0.05434 0.04489 -0.0245 0.5434 1.0000
7.250 0.7868 0.05342 0.04417 -0.0230 0.5300 1.0000
7.500 0.8272 0.05201 0.04298 -0.0211 0.5151 1.0000
7.750 0.8215 0.05439 0.04542 -0.0184 0.4966 1.0000
8.000 0.8479 0.05314 0.04433 -0.0152 0.4755 1.0000
8.250 0.9562 0.04273 0.03421 -0.0123 0.4488 1.0000
8.500 1.0038 0.03837 0.02986 -0.0093 0.4172 1.0000
8.750 1.0298 0.03619 0.02764 -0.0058 0.3808 1.0000
9.000 1.0484 0.03480 0.02602 -0.0020 0.3366 1.0000
9.250 1.0546 0.03501 0.02585 0.0023 0.2871 1.0000
9.500 1.0577 0.03637 0.02679 0.0062 0.2445 1.0000
9.750 1.0637 0.03823 0.02836 0.0093 0.2135 1.0000
10.000 1.0793 0.04019 0.02994 0.0111 0.1898 1.0000
10.250 1.0916 0.04239 0.03215 0.0130 0.1734 1.0000
10.500 1.1106 0.04470 0.03438 0.0141 0.1602 1.0000
10.750 1.1195 0.04714 0.03711 0.0161 0.1512 1.0000
11.000 1.1317 0.04987 0.03996 0.0175 0.1437 1.0000
11.250 1.1385 0.05271 0.04307 0.0194 0.1382 1.0000
11.500 1.1555 0.05576 0.04610 0.0201 0.1324 1.0000
11.750 1.1427 0.05912 0.04991 0.0231 0.1304 1.0000
12.000 1.1261 0.06260 0.05371 0.0260 0.1289 1.0000
12.250 1.1042 0.06640 0.05778 0.0285 0.1283 1.0000
12.500 1.0767 0.07106 0.06270 0.0297 0.1285 1.0000
12.750 1.0434 0.07692 0.06878 0.0293 0.1295 1.0000
13.000 1.0080 0.08405 0.07609 0.0273 0.1310 1.0000
13.250 0.9743 0.09220 0.08434 0.0242 0.1325 1.0000
13.500 0.7997 0.13291 0.12484 -0.0021 0.1606 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M6 AIRFOIL (m6-il)