NACA M7 AIRFOIL (m7-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M7 AIRFOIL (m7-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 34.18 at α=7.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m7-il-50000.txt Download as CSV file: xf-m7-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA M7 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.5595 0.12540 0.11976 0.0409 1.0000 0.0909
-8.500 -0.5591 0.12346 0.11789 0.0371 1.0000 0.0928
-8.250 -0.5614 0.12202 0.11654 0.0320 1.0000 0.0935
-8.000 -0.5458 0.11502 0.10955 0.0336 1.0000 0.0962
-7.750 -0.5364 0.11077 0.10534 0.0328 1.0000 0.1002
-7.500 -0.5322 0.10773 0.10236 0.0298 1.0000 0.1038
-7.250 -0.5281 0.10616 0.10082 0.0238 1.0000 0.1064
-7.000 -0.5177 0.10152 0.09624 0.0218 1.0000 0.1085
-6.750 -0.5045 0.09650 0.09128 0.0221 1.0000 0.1143
-6.500 -0.4926 0.09499 0.08972 0.0154 1.0000 0.1199
-6.250 -0.4794 0.08926 0.08409 0.0153 1.0000 0.1242
-6.000 -0.4631 0.08632 0.08113 0.0113 1.0000 0.1329
-5.500 -0.4239 0.08084 0.07550 0.0022 1.0000 0.1481
-5.250 -0.4089 0.07407 0.06887 0.0031 1.0000 0.1559
-5.000 -0.3874 0.07045 0.06521 -0.0007 1.0000 0.1652
-4.750 -0.3652 0.06720 0.06189 -0.0044 1.0000 0.1772
-4.250 -0.3336 0.06142 0.05602 -0.0081 1.0000 0.2044
-4.000 -0.3336 0.06073 0.05524 -0.0070 1.0000 0.2173
-3.750 -0.3367 0.05726 0.05192 -0.0039 1.0000 0.2247
-3.500 -0.3214 0.05445 0.04904 -0.0051 0.9941 0.2496
-2.750 -0.2400 0.04029 0.03495 -0.0100 0.9580 0.4528
-2.500 -0.2087 0.03693 0.03149 -0.0118 0.9455 0.5026
-2.250 -0.1778 0.03357 0.02812 -0.0129 0.9331 0.5376
-2.000 -0.1391 0.03145 0.02578 -0.0161 0.9203 0.5511
-1.750 -0.0838 0.03091 0.02466 -0.0230 0.9068 0.5114
-1.500 0.0100 0.03436 0.02660 -0.0346 0.8923 0.3010
-1.250 0.0633 0.03422 0.02562 -0.0364 0.8803 0.1826
-1.000 0.1001 0.03323 0.02405 -0.0363 0.8693 0.1440
-0.750 0.1327 0.03211 0.02253 -0.0359 0.8586 0.1289
-0.500 0.1636 0.03128 0.02127 -0.0357 0.8471 0.1218
-0.250 0.1970 0.03044 0.02019 -0.0364 0.8363 0.1258
0.000 0.2407 0.02966 0.01906 -0.0382 0.8256 0.1290
0.250 0.2775 0.02906 0.01822 -0.0386 0.8160 0.1363
0.500 0.3041 0.02873 0.01787 -0.0385 0.8053 0.1561
0.750 0.3247 0.02834 0.01757 -0.0372 0.7955 0.2029
1.000 0.4283 0.02635 0.01659 -0.0501 0.7844 1.0000
1.250 0.4503 0.02711 0.01712 -0.0492 0.7744 1.0000
1.500 0.4735 0.02802 0.01787 -0.0495 0.7639 1.0000
1.750 0.4956 0.02893 0.01864 -0.0491 0.7542 1.0000
2.000 0.5167 0.02975 0.01934 -0.0480 0.7454 1.0000
2.250 0.5388 0.03086 0.02039 -0.0485 0.7351 1.0000
2.500 0.5596 0.03194 0.02142 -0.0483 0.7257 1.0000
2.750 0.5805 0.03286 0.02229 -0.0472 0.7174 1.0000
3.000 0.6000 0.03423 0.02370 -0.0477 0.7073 1.0000
3.250 0.6195 0.03544 0.02490 -0.0472 0.6985 1.0000
3.500 0.6391 0.03660 0.02608 -0.0466 0.6898 1.0000
3.750 0.6553 0.03820 0.02773 -0.0467 0.6801 1.0000
4.000 0.6746 0.03941 0.02897 -0.0458 0.6719 1.0000
4.250 0.6904 0.04097 0.03060 -0.0455 0.6622 1.0000
4.500 0.7032 0.04281 0.03257 -0.0452 0.6527 1.0000
4.750 0.7234 0.04394 0.03377 -0.0439 0.6438 1.0000
5.000 0.7350 0.04581 0.03573 -0.0435 0.6334 1.0000
5.250 0.7453 0.04768 0.03769 -0.0427 0.6222 1.0000
5.500 0.7677 0.04795 0.03807 -0.0400 0.6051 1.0000
5.750 0.7899 0.04754 0.03777 -0.0361 0.5835 1.0000
6.000 0.8213 0.04476 0.03521 -0.0292 0.5602 1.0000
6.250 0.8397 0.04450 0.03510 -0.0260 0.5409 1.0000
6.500 0.8597 0.04445 0.03525 -0.0232 0.5257 1.0000
6.750 0.8863 0.04170 0.03269 -0.0172 0.5059 1.0000
7.000 0.9129 0.03754 0.02876 -0.0098 0.4807 1.0000
7.250 0.9387 0.03280 0.02415 -0.0020 0.4500 1.0000
7.500 0.9618 0.02857 0.02008 0.0043 0.3929 1.0000
7.750 0.9730 0.02847 0.01887 0.0073 0.2270 1.0000
8.000 0.9809 0.03129 0.02099 0.0082 0.1834 1.0000
8.250 0.9931 0.03339 0.02291 0.0097 0.1666 1.0000
8.500 1.0096 0.03510 0.02456 0.0116 0.1557 1.0000
8.750 1.0313 0.03670 0.02628 0.0136 0.1481 1.0000
9.000 1.0565 0.03843 0.02798 0.0154 0.1422 1.0000
9.250 1.0819 0.04072 0.03048 0.0168 0.1386 1.0000
9.500 1.1029 0.04339 0.03360 0.0179 0.1349 1.0000
9.750 1.1244 0.04616 0.03637 0.0188 0.1281 1.0000
10.000 1.1388 0.04981 0.04054 0.0197 0.1261 1.0000
10.250 1.1476 0.05397 0.04528 0.0204 0.1251 1.0000
10.500 1.1479 0.05838 0.05024 0.0210 0.1237 1.0000
10.750 1.1408 0.06288 0.05519 0.0214 0.1220 1.0000
11.000 1.1272 0.06762 0.06028 0.0214 0.1213 1.0000
11.250 1.1052 0.07282 0.06572 0.0207 0.1225 1.0000
11.500 1.0798 0.07830 0.07132 0.0193 0.1245 1.0000
11.750 1.0571 0.08456 0.07765 0.0170 0.1261 1.0000
12.000 1.0384 0.09128 0.08442 0.0143 0.1272 1.0000
12.250 0.7260 0.11850 0.11112 -0.0015 0.1633 1.0000
12.500 0.7292 0.12333 0.11599 -0.0020 0.1673 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M7 AIRFOIL (m7-il)