NACA M8 AIRFOIL (m8-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M8 AIRFOIL (m8-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 46.31 at α=7° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m8-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-m8-il-100000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA M8 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.1751 0.11238 0.10729 -0.0147 0.7316 0.0565
-9.000 -0.1727 0.11052 0.10546 -0.0171 0.7232 0.0567
-8.750 -0.1702 0.10849 0.10340 -0.0189 0.7156 0.0569
-8.500 -0.1515 0.10344 0.09832 -0.0179 0.7069 0.0575
-8.250 -0.1390 0.10034 0.09517 -0.0177 0.6979 0.0586
-8.000 -0.1288 0.09786 0.09266 -0.0181 0.6889 0.0603
-7.750 -0.1212 0.09566 0.09044 -0.0190 0.6802 0.0632
-7.500 -0.1260 0.09492 0.08972 -0.0220 0.6730 0.0657
-7.250 -0.1253 0.09349 0.08830 -0.0254 0.6655 0.0661
-7.000 -0.1167 0.09100 0.08575 -0.0286 0.6594 0.0662
-6.750 -0.1031 0.08701 0.08179 -0.0288 0.6517 0.0666
-6.500 -0.0880 0.08341 0.07815 -0.0272 0.6450 0.0675
-6.250 -0.0739 0.08080 0.07551 -0.0271 0.6390 0.0690
-6.000 -0.0596 0.07863 0.07334 -0.0285 0.6319 0.0731
-5.750 -0.0428 0.07694 0.07154 -0.0373 0.6265 0.0768
-5.500 -0.0299 0.07179 0.06633 -0.0373 0.6218 0.0653
-5.250 -0.0145 0.06802 0.06255 -0.0386 0.6154 0.0592
-5.000 0.0056 0.06448 0.05891 -0.0427 0.6099 0.0584
-4.500 0.0555 0.05608 0.05020 -0.0527 0.5994 0.0567
-4.250 0.0806 0.05257 0.04655 -0.0558 0.5935 0.0567
-4.000 0.1008 0.05159 0.04552 -0.0552 0.5881 0.0585
-3.750 0.1258 0.04962 0.04349 -0.0568 0.5813 0.0602
-3.500 0.1539 0.04644 0.04014 -0.0597 0.5751 0.0606
-3.250 0.1828 0.04302 0.03646 -0.0625 0.5701 0.0607
-3.000 0.2128 0.03968 0.03291 -0.0653 0.5638 0.0620
-2.750 0.2475 0.03288 0.02552 -0.0703 0.5584 0.0649
-2.500 0.2794 0.02610 0.01769 -0.0737 0.5537 0.0671
-2.250 0.3059 0.02545 0.01691 -0.0733 0.5480 0.0693
-2.000 0.3337 0.02435 0.01557 -0.0734 0.5411 0.0730
-1.750 0.3619 0.02313 0.01392 -0.0734 0.5353 0.0764
-1.500 0.3888 0.02258 0.01322 -0.0729 0.5300 0.0792
-1.250 0.4161 0.02227 0.01290 -0.0726 0.5228 0.0834
-1.000 0.4441 0.02174 0.01212 -0.0723 0.5168 0.0897
-0.750 0.4709 0.02163 0.01197 -0.0718 0.5118 0.0959
-0.500 0.4984 0.02149 0.01185 -0.0715 0.5046 0.1044
-0.250 0.5253 0.02169 0.01212 -0.0710 0.4981 0.1144
0.000 0.5513 0.02248 0.01305 -0.0701 0.4927 0.1226
0.250 0.5774 0.02319 0.01391 -0.0695 0.4842 0.1311
0.500 0.6044 0.02346 0.01410 -0.0689 0.4774 0.1466
0.750 0.6341 0.02358 0.01384 -0.0686 0.4706 0.1784
1.000 0.6604 0.02381 0.01401 -0.0682 0.4630 0.1909
1.250 0.6872 0.02389 0.01384 -0.0676 0.4572 0.2047
1.500 0.7133 0.02397 0.01388 -0.0673 0.4495 0.2149
1.750 0.7389 0.02384 0.01372 -0.0669 0.4426 0.2234
2.000 0.7647 0.02374 0.01356 -0.0664 0.4361 0.2323
2.250 0.7911 0.02384 0.01355 -0.0661 0.4286 0.2404
2.500 0.8166 0.02366 0.01335 -0.0656 0.4230 0.2479
2.750 0.8427 0.02379 0.01341 -0.0653 0.4170 0.2557
3.000 0.8683 0.02372 0.01336 -0.0650 0.4109 0.2598
3.250 0.8947 0.02370 0.01322 -0.0646 0.4056 0.2604
3.500 0.9207 0.02381 0.01330 -0.0643 0.3994 0.2595
3.750 0.9467 0.02390 0.01335 -0.0640 0.3930 0.2586
4.000 0.9728 0.02395 0.01327 -0.0636 0.3879 0.2577
4.250 0.9981 0.02415 0.01348 -0.0633 0.3816 0.2574
4.500 1.0233 0.02431 0.01364 -0.0629 0.3757 0.2573
4.750 1.0486 0.02443 0.01366 -0.0624 0.3707 0.2571
5.000 1.0727 0.02470 0.01396 -0.0620 0.3644 0.2566
5.250 1.0971 0.02497 0.01422 -0.0615 0.3579 0.2557
5.500 1.1225 0.02518 0.01431 -0.0611 0.3522 0.2550
5.750 1.1465 0.02556 0.01475 -0.0608 0.3452 0.2544
6.000 1.1710 0.02585 0.01506 -0.0606 0.3385 0.2541
6.250 1.1961 0.02611 0.01520 -0.0602 0.3328 0.2537
6.500 1.2185 0.02657 0.01580 -0.0598 0.3257 0.2533
6.750 1.2411 0.02695 0.01619 -0.0593 0.3193 0.2530
7.000 1.2642 0.02730 0.01647 -0.0587 0.3138 0.2527
7.250 1.2837 0.02787 0.01720 -0.0580 0.3068 0.2525
7.500 1.3037 0.02835 0.01770 -0.0572 0.3007 0.2523
7.750 1.3240 0.02880 0.01811 -0.0564 0.2955 0.2522
8.000 1.3402 0.02951 0.01897 -0.0553 0.2888 0.2523
8.250 1.3568 0.03011 0.01960 -0.0542 0.2832 0.2526
8.500 1.3740 0.03066 0.02012 -0.0531 0.2786 0.2531
8.750 1.3867 0.03153 0.02115 -0.0517 0.2731 0.2536
9.000 1.3994 0.03231 0.02199 -0.0503 0.2684 0.2541
9.250 1.4116 0.03301 0.02268 -0.0488 0.2650 0.2545
9.500 1.4218 0.03391 0.02362 -0.0471 0.2616 0.2546
9.750 1.4289 0.03510 0.02493 -0.0456 0.2579 0.2549
10.000 1.4373 0.03627 0.02619 -0.0444 0.2545 0.2550
10.250 1.4473 0.03739 0.02735 -0.0433 0.2517 0.2552
10.500 1.4600 0.03834 0.02829 -0.0423 0.2492 0.2554
10.750 1.4701 0.03961 0.02962 -0.0414 0.2468 0.2556
11.000 1.4740 0.04143 0.03158 -0.0406 0.2441 0.2558
11.250 1.4787 0.04325 0.03351 -0.0399 0.2414 0.2561
11.500 1.4848 0.04496 0.03532 -0.0392 0.2389 0.2565
11.750 1.4935 0.04645 0.03685 -0.0386 0.2366 0.2569
12.000 1.5064 0.04760 0.03802 -0.0380 0.2345 0.2575
12.250 1.5237 0.04840 0.03881 -0.0373 0.2327 0.2582
12.500 1.5147 0.05178 0.04241 -0.0371 0.2305 0.2586
12.750 1.5049 0.05543 0.04627 -0.0371 0.2284 0.2587
13.000 1.4932 0.05946 0.05048 -0.0374 0.2262 0.2590
13.250 1.4810 0.06372 0.05489 -0.0379 0.2241 0.2591
13.500 1.4732 0.06761 0.05891 -0.0384 0.2221 0.2596
13.750 1.4743 0.07046 0.06185 -0.0386 0.2204 0.2602
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M8 AIRFOIL (m8-il)