NACA M8 AIRFOIL (m8-il) Xfoil prediction polar at RE=1,000,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M8 AIRFOIL (m8-il) Reynolds number: 1,000,000 Max Cl/Cd: 96.61 at α=10° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m8-il-1000000.txt Download as CSV file: xf-m8-il-1000000.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 = 1.000 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.1914 0.08913 0.08617 -0.0137 0.5765 0.0220
-8.000 -0.1796 0.08759 0.08462 -0.0140 0.5690 0.0224
-7.750 -0.3372 0.02845 0.02461 -0.0642 0.5917 0.0258
-7.500 -0.3110 0.02716 0.02323 -0.0648 0.5826 0.0262
-7.250 -0.2846 0.02578 0.02175 -0.0655 0.5747 0.0267
-7.000 -0.2589 0.02351 0.01926 -0.0667 0.5673 0.0273
-6.750 -0.2332 0.02147 0.01700 -0.0675 0.5604 0.0279
-6.500 -0.2073 0.01954 0.01484 -0.0680 0.5546 0.0285
-6.250 -0.1808 0.01802 0.01311 -0.0683 0.5485 0.0290
-6.000 -0.1534 0.01692 0.01183 -0.0684 0.5426 0.0293
-5.750 -0.1284 0.01548 0.01022 -0.0681 0.5382 0.0303
-5.500 -0.1010 0.01492 0.00958 -0.0678 0.5328 0.0308
-5.250 -0.0735 0.01439 0.00896 -0.0675 0.5272 0.0314
-5.000 -0.0458 0.01388 0.00836 -0.0671 0.5226 0.0320
-4.750 -0.0180 0.01340 0.00780 -0.0668 0.5180 0.0326
-4.500 0.0099 0.01302 0.00732 -0.0664 0.5133 0.0332
-4.250 0.0380 0.01271 0.00691 -0.0661 0.5082 0.0338
-4.000 0.0659 0.01229 0.00641 -0.0657 0.5043 0.0343
-3.750 0.0935 0.01185 0.00590 -0.0652 0.5001 0.0352
-3.500 0.1216 0.01161 0.00561 -0.0649 0.4949 0.0360
-3.250 0.1498 0.01141 0.00534 -0.0645 0.4886 0.0368
-3.000 0.1783 0.01117 0.00507 -0.0642 0.4833 0.0376
-2.750 0.2067 0.01098 0.00481 -0.0639 0.4770 0.0386
-2.500 0.2351 0.01084 0.00459 -0.0635 0.4708 0.0393
-2.250 0.2637 0.01066 0.00437 -0.0632 0.4658 0.0406
-2.000 0.2922 0.01050 0.00418 -0.0629 0.4585 0.0419
-1.750 0.3207 0.01038 0.00400 -0.0626 0.4507 0.0434
-1.500 0.3492 0.01026 0.00383 -0.0623 0.4420 0.0449
-1.250 0.3777 0.01016 0.00368 -0.0620 0.4336 0.0472
-1.000 0.4062 0.01003 0.00353 -0.0617 0.4242 0.0501
-0.750 0.4346 0.00996 0.00339 -0.0614 0.4140 0.0532
-0.250 0.4910 0.00972 0.00309 -0.0610 0.3921 0.0647
0.000 0.5191 0.00967 0.00298 -0.0607 0.3826 0.0704
0.250 0.5472 0.00955 0.00285 -0.0605 0.3748 0.0784
0.500 0.5751 0.00949 0.00275 -0.0602 0.3675 0.0861
0.750 0.6032 0.00941 0.00266 -0.0599 0.3621 0.0936
1.000 0.6304 0.00920 0.00250 -0.0596 0.3570 0.1177
1.250 0.6603 0.01001 0.00339 -0.0595 0.3512 0.1629
1.500 0.6892 0.01056 0.00397 -0.0592 0.3478 0.1683
1.750 0.7176 0.01076 0.00413 -0.0589 0.3435 0.1726
2.000 0.7459 0.01138 0.00482 -0.0587 0.3392 0.1750
2.250 0.7739 0.01179 0.00526 -0.0584 0.3348 0.1782
2.500 0.8023 0.01198 0.00543 -0.0582 0.3323 0.1818
2.750 0.8301 0.01207 0.00557 -0.0580 0.3295 0.1857
3.000 0.8579 0.01238 0.00593 -0.0578 0.3261 0.1915
3.250 0.8850 0.01260 0.00619 -0.0577 0.3223 0.2015
3.500 0.9139 0.01346 0.00693 -0.0574 0.3178 0.2054
3.750 0.9419 0.01348 0.00695 -0.0572 0.3152 0.2055
4.000 0.9681 0.01257 0.00607 -0.0571 0.3120 0.2073
4.250 0.9954 0.01250 0.00599 -0.0570 0.3077 0.2078
4.500 1.0223 0.01251 0.00597 -0.0568 0.3023 0.2087
4.750 1.0496 0.01248 0.00596 -0.0566 0.2980 0.2097
5.000 1.0770 0.01247 0.00596 -0.0564 0.2927 0.2113
5.250 1.1038 0.01254 0.00598 -0.0562 0.2854 0.2123
5.500 1.1309 0.01257 0.00600 -0.0561 0.2778 0.2130
5.750 1.1573 0.01270 0.00606 -0.0558 0.2652 0.2137
6.000 1.1830 0.01297 0.00622 -0.0555 0.2468 0.2149
6.250 1.2084 0.01358 0.00670 -0.0551 0.2324 0.2167
6.500 1.2333 0.01393 0.00698 -0.0548 0.2228 0.2170
6.750 1.2589 0.01412 0.00716 -0.0545 0.2180 0.2171
7.000 1.2833 0.01377 0.00681 -0.0542 0.2137 0.2194
7.250 1.3077 0.01398 0.00701 -0.0538 0.2090 0.2201
7.500 1.3326 0.01415 0.00720 -0.0534 0.2059 0.2208
7.750 1.3580 0.01425 0.00735 -0.0531 0.2041 0.2217
8.000 1.3828 0.01441 0.00754 -0.0527 0.2020 0.2228
8.250 1.4071 0.01462 0.00776 -0.0523 0.1998 0.2242
8.500 1.4308 0.01490 0.00805 -0.0518 0.1973 0.2263
9.250 1.4994 0.01573 0.00886 -0.0499 0.1904 0.2065
9.500 1.5233 0.01597 0.00914 -0.0494 0.1890 0.2059
9.750 1.5465 0.01622 0.00944 -0.0489 0.1873 0.2055
10.000 1.5679 0.01623 0.00952 -0.0481 0.1852 0.2028
10.250 1.5886 0.01651 0.00983 -0.0473 0.1835 0.2023
10.500 1.6078 0.01686 0.01021 -0.0462 0.1812 0.2018
10.750 1.6247 0.01731 0.01067 -0.0449 0.1790 0.2016
11.000 1.6373 0.01791 0.01130 -0.0431 0.1761 0.2013
11.250 1.6563 0.01807 0.01153 -0.0420 0.1750 0.2012
11.500 1.6705 0.01834 0.01186 -0.0401 0.1735 0.2010
11.750 1.6822 0.01878 0.01236 -0.0381 0.1719 0.2008
12.000 1.6924 0.01940 0.01302 -0.0363 0.1702 0.2007
12.250 1.7020 0.02015 0.01382 -0.0346 0.1686 0.2006
12.500 1.7106 0.02107 0.01477 -0.0331 0.1667 0.2006
12.750 1.7158 0.02231 0.01604 -0.0316 0.1637 0.2009
13.000 1.7209 0.02370 0.01747 -0.0303 0.1616 0.2015
13.250 1.7358 0.02443 0.01829 -0.0296 0.1605 0.2018
13.500 1.7487 0.02533 0.01926 -0.0290 0.1587 0.2027
13.750 1.7589 0.02645 0.02042 -0.0282 0.1562 0.2027
14.000 1.7652 0.02792 0.02191 -0.0274 0.1527 0.2031
14.250 1.7663 0.02984 0.02385 -0.0264 0.1489 0.2030
14.500 1.7742 0.03123 0.02532 -0.0258 0.1469 0.2036
14.750 1.7816 0.03270 0.02683 -0.0252 0.1427 0.2039
15.000 1.7796 0.03506 0.02919 -0.0246 0.1373 0.2044
15.250 1.7789 0.03737 0.03153 -0.0240 0.1313 0.2048
15.500 1.7715 0.04039 0.03455 -0.0236 0.1243 0.2044
15.750 1.7566 0.04430 0.03843 -0.0235 0.1129 0.2047
16.000 1.7388 0.04879 0.04291 -0.0236 0.1022 0.2049
16.250 1.7107 0.05470 0.04878 -0.0243 0.0896 0.2049
16.500 1.6769 0.06161 0.05566 -0.0255 0.0767 0.2048
16.750 1.6571 0.06710 0.06118 -0.0268 0.0703 0.2050
17.000 1.6324 0.07346 0.06757 -0.0284 0.0623 0.2050
17.250 1.6138 0.07925 0.07340 -0.0301 0.0566 0.2046
17.500 1.5918 0.08576 0.07996 -0.0323 0.0505 0.2052
17.750 1.5668 0.09295 0.08720 -0.0349 0.0440 0.2050
18.000 1.5441 0.10002 0.09432 -0.0376 0.0381 0.2051
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M8 AIRFOIL (m8-il)