NACA M8 AIRFOIL (m8-il) Xfoil prediction polar at RE=1,000,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M8 AIRFOIL (m8-il) Reynolds number: 1,000,000 Max Cl/Cd: 99.15 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m8-il-1000000-n5.txt Download as CSV file: xf-m8-il-1000000-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 = 1.000 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.250 -0.3068 0.13114 0.12815 0.0031 0.6104 0.0083
-9.250 -0.4582 0.03866 0.03501 -0.0618 0.5620 0.0201
-9.000 -0.4386 0.03365 0.02975 -0.0661 0.5546 0.0207
-8.750 -0.4156 0.03044 0.02633 -0.0685 0.5479 0.0211
-8.500 -0.3912 0.02803 0.02373 -0.0700 0.5406 0.0216
-8.250 -0.3663 0.02600 0.02149 -0.0711 0.5329 0.0220
-8.000 -0.3408 0.02422 0.01956 -0.0719 0.5272 0.0224
-7.750 -0.3147 0.02281 0.01804 -0.0724 0.5219 0.0229
-7.500 -0.2884 0.02152 0.01663 -0.0727 0.5170 0.0233
-7.000 -0.2348 0.01944 0.01432 -0.0730 0.5090 0.0242
-6.750 -0.2077 0.01852 0.01329 -0.0730 0.5051 0.0248
-6.500 -0.1806 0.01763 0.01228 -0.0730 0.5010 0.0252
-6.250 -0.1533 0.01688 0.01140 -0.0729 0.4967 0.0256
-6.000 -0.1258 0.01620 0.01061 -0.0728 0.4927 0.0260
-5.750 -0.0982 0.01556 0.00987 -0.0725 0.4895 0.0263
-5.500 -0.0705 0.01498 0.00921 -0.0723 0.4856 0.0269
-5.250 -0.0427 0.01445 0.00861 -0.0721 0.4812 0.0275
-5.000 -0.0149 0.01398 0.00806 -0.0718 0.4767 0.0280
-4.750 0.0132 0.01356 0.00757 -0.0716 0.4729 0.0284
-4.500 0.0413 0.01317 0.00712 -0.0713 0.4688 0.0289
-4.250 0.0695 0.01284 0.00672 -0.0710 0.4639 0.0294
-4.000 0.0977 0.01255 0.00635 -0.0707 0.4585 0.0298
-3.750 0.1260 0.01228 0.00602 -0.0704 0.4538 0.0303
-3.500 0.1544 0.01204 0.00571 -0.0701 0.4464 0.0307
-3.250 0.1826 0.01184 0.00542 -0.0698 0.4371 0.0313
-3.000 0.2109 0.01163 0.00514 -0.0695 0.4253 0.0320
-2.750 0.2391 0.01145 0.00489 -0.0692 0.4132 0.0327
-2.500 0.2673 0.01132 0.00467 -0.0689 0.3995 0.0335
-2.250 0.2955 0.01122 0.00448 -0.0687 0.3863 0.0342
-2.000 0.3238 0.01112 0.00431 -0.0684 0.3761 0.0350
-1.750 0.3521 0.01104 0.00415 -0.0681 0.3680 0.0358
-1.500 0.3804 0.01091 0.00398 -0.0678 0.3610 0.0372
-1.000 0.4370 0.01073 0.00372 -0.0673 0.3479 0.0410
-0.750 0.4653 0.01064 0.00360 -0.0671 0.3428 0.0433
-0.500 0.4935 0.01055 0.00349 -0.0669 0.3386 0.0469
0.000 0.5501 0.01039 0.00330 -0.0664 0.3309 0.0559
0.250 0.5783 0.01029 0.00320 -0.0662 0.3278 0.0614
0.500 0.6065 0.01024 0.00315 -0.0660 0.3247 0.0668
0.750 0.6346 0.01016 0.00307 -0.0657 0.3210 0.0735
1.000 0.6625 0.01016 0.00304 -0.0655 0.3170 0.0783
1.250 0.6904 0.01008 0.00297 -0.0653 0.3139 0.0852
1.500 0.7185 0.01003 0.00293 -0.0650 0.3120 0.0919
1.750 0.7460 0.00989 0.00282 -0.0648 0.3093 0.1064
2.000 0.7754 0.01046 0.00354 -0.0646 0.3054 0.1600
2.250 0.8035 0.01064 0.00369 -0.0644 0.3019 0.1645
2.500 0.8314 0.01078 0.00381 -0.0642 0.2981 0.1670
2.750 0.8589 0.01068 0.00364 -0.0640 0.2954 0.1698
3.000 0.8872 0.01087 0.00387 -0.0638 0.2926 0.1705
3.250 0.9151 0.01109 0.00409 -0.0636 0.2877 0.1712
3.500 0.9426 0.01134 0.00432 -0.0634 0.2808 0.1722
3.750 0.9701 0.01145 0.00442 -0.0632 0.2746 0.1728
4.000 0.9970 0.01162 0.00453 -0.0630 0.2629 0.1735
4.250 1.0233 0.01187 0.00468 -0.0627 0.2447 0.1744
4.500 1.0490 0.01212 0.00484 -0.0624 0.2293 0.1749
4.750 1.0750 0.01236 0.00500 -0.0621 0.2200 0.1764
5.000 1.1014 0.01254 0.00514 -0.0618 0.2142 0.1775
5.250 1.1277 0.01265 0.00524 -0.0615 0.2102 0.1775
5.500 1.1537 0.01280 0.00537 -0.0613 0.2062 0.1776
5.750 1.1795 0.01296 0.00552 -0.0610 0.2021 0.1777
6.000 1.2056 0.01306 0.00563 -0.0607 0.1997 0.1778
6.250 1.2317 0.01316 0.00574 -0.0604 0.1979 0.1779
6.500 1.2575 0.01328 0.00588 -0.0601 0.1958 0.1781
6.750 1.2830 0.01342 0.00604 -0.0598 0.1936 0.1782
7.000 1.3082 0.01359 0.00622 -0.0594 0.1913 0.1783
7.250 1.3330 0.01379 0.00643 -0.0590 0.1889 0.1784
7.500 1.3574 0.01401 0.00667 -0.0586 0.1859 0.1785
7.750 1.3819 0.01421 0.00689 -0.0581 0.1839 0.1786
8.000 1.4067 0.01436 0.00708 -0.0577 0.1829 0.1788
8.250 1.4312 0.01453 0.00729 -0.0573 0.1818 0.1789
8.500 1.4552 0.01472 0.00752 -0.0569 0.1806 0.1790
8.750 1.4789 0.01492 0.00776 -0.0564 0.1792 0.1792
9.000 1.5021 0.01515 0.00803 -0.0558 0.1778 0.1794
9.250 1.5248 0.01540 0.00832 -0.0552 0.1764 0.1796
9.500 1.5468 0.01568 0.00862 -0.0545 0.1750 0.1798
9.750 1.5680 0.01598 0.00895 -0.0537 0.1735 0.1799
10.000 1.5878 0.01634 0.00934 -0.0528 0.1708 0.1802
10.250 1.6069 0.01671 0.00974 -0.0518 0.1680 0.1804
10.500 1.6272 0.01697 0.01006 -0.0509 0.1668 0.1807
10.750 1.6460 0.01729 0.01042 -0.0498 0.1650 0.1809
11.000 1.6617 0.01765 0.01083 -0.0483 0.1631 0.1812
11.250 1.6711 0.01812 0.01132 -0.0458 0.1606 0.1814
11.500 1.6773 0.01885 0.01207 -0.0433 0.1574 0.1817
11.750 1.6837 0.01973 0.01298 -0.0412 0.1542 0.1819
12.000 1.6949 0.02048 0.01378 -0.0397 0.1528 0.1822
12.250 1.7062 0.02129 0.01465 -0.0385 0.1511 0.1827
12.500 1.7158 0.02230 0.01570 -0.0373 0.1481 0.1833
12.750 1.7245 0.02345 0.01689 -0.0363 0.1458 0.1835
13.000 1.7308 0.02484 0.01831 -0.0352 0.1431 0.1839
13.250 1.7359 0.02637 0.01988 -0.0342 0.1396 0.1841
13.500 1.7430 0.02779 0.02134 -0.0334 0.1361 0.1846
13.750 1.7480 0.02940 0.02300 -0.0326 0.1329 0.1848
14.000 1.7442 0.03180 0.02539 -0.0316 0.1257 0.1849
14.250 1.7386 0.03446 0.02803 -0.0307 0.1173 0.1852
14.500 1.7176 0.03868 0.03218 -0.0299 0.1027 0.1851
14.750 1.6809 0.04476 0.03819 -0.0295 0.0840 0.1851
15.000 1.6633 0.04930 0.04274 -0.0296 0.0755 0.1853
15.250 1.6441 0.05426 0.04771 -0.0301 0.0669 0.1854
15.500 1.6197 0.06005 0.05351 -0.0309 0.0572 0.1854
15.750 1.6051 0.06489 0.05839 -0.0319 0.0519 0.1855
16.000 1.5958 0.06919 0.06276 -0.0328 0.0484 0.1855
16.250 1.5736 0.07541 0.06900 -0.0344 0.0407 0.1855
16.500 1.5580 0.08093 0.07457 -0.0360 0.0355 0.1855
16.750 1.5245 0.08940 0.08307 -0.0389 0.0236 0.1854
17.000 1.5056 0.09587 0.08961 -0.0412 0.0193 0.1857
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M8 AIRFOIL (m8-il)