Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

NACA M8 AIRFOIL (m8-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: NACA M8 AIRFOIL (m8-il)
Reynolds number: 200,000
Max Cl/Cd: 62.05 at α=7.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-m8-il-200000-n5.txt
Download as CSV file: xf-m8-il-200000-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 =     0.200 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.250  -0.1561   0.09461   0.09015  -0.0153   0.6308   0.0297
  -8.000  -0.1526   0.09146   0.08699  -0.0169   0.6251   0.0303
  -7.750  -0.1465   0.08866   0.08419  -0.0180   0.6191   0.0302
  -7.500  -0.1418   0.08583   0.08137  -0.0190   0.6129   0.0301
  -7.250  -0.1388   0.08317   0.07869  -0.0199   0.6076   0.0301
  -7.000  -0.1327   0.08015   0.07566  -0.0219   0.6024   0.0302
  -6.750  -0.1225   0.07745   0.07296  -0.0239   0.5962   0.0314
  -6.500  -0.1072   0.07587   0.07134  -0.0246   0.5900   0.0328
  -6.250  -0.0947   0.07297   0.06840  -0.0271   0.5847   0.0335
  -6.000  -0.0810   0.06965   0.06506  -0.0301   0.5790   0.0338
  -5.750  -0.0654   0.06616   0.06149  -0.0335   0.5736   0.0340
  -5.500  -0.0474   0.06103   0.05624  -0.0395   0.5694   0.0355
  -5.250  -0.0265   0.05763   0.05279  -0.0429   0.5638   0.0365
  -5.000  -0.0045   0.05539   0.05048  -0.0448   0.5579   0.0371
  -4.750   0.0191   0.05240   0.04738  -0.0476   0.5527   0.0377
  -4.250   0.0827   0.02711   0.02072  -0.0704   0.5473   0.0426
  -4.000   0.1102   0.02504   0.01841  -0.0713   0.5416   0.0438
  -3.750   0.1379   0.02193   0.01478  -0.0726   0.5364   0.0449
  -3.500   0.1650   0.02038   0.01282  -0.0727   0.5315   0.0461
  -3.250   0.1926   0.01928   0.01146  -0.0726   0.5260   0.0473
  -3.000   0.2203   0.01847   0.01037  -0.0724   0.5202   0.0487
  -2.750   0.2474   0.01802   0.00985  -0.0720   0.5148   0.0502
  -2.500   0.2750   0.01769   0.00944  -0.0717   0.5095   0.0517
  -2.250   0.3028   0.01731   0.00899  -0.0713   0.5035   0.0533
  -2.000   0.3305   0.01700   0.00856  -0.0709   0.4977   0.0551
  -1.750   0.3582   0.01680   0.00822  -0.0705   0.4926   0.0570
  -1.500   0.3860   0.01670   0.00818  -0.0701   0.4863   0.0596
  -1.250   0.4139   0.01659   0.00802  -0.0698   0.4800   0.0631
  -1.000   0.4416   0.01653   0.00784  -0.0693   0.4733   0.0667
  -0.750   0.4695   0.01647   0.00781  -0.0690   0.4646   0.0708
  -0.500   0.4972   0.01640   0.00761  -0.0686   0.4569   0.0761
  -0.250   0.5252   0.01631   0.00754  -0.0684   0.4487   0.0830
   0.000   0.5530   0.01622   0.00739  -0.0680   0.4416   0.0910
   0.250   0.5808   0.01616   0.00731  -0.0678   0.4347   0.1015
   0.500   0.6082   0.01651   0.00783  -0.0673   0.4272   0.1158
   0.750   0.6345   0.01747   0.00902  -0.0667   0.4204   0.1300
   1.250   0.6913   0.01768   0.00879  -0.0661   0.4063   0.1794
   1.500   0.7187   0.01790   0.00891  -0.0658   0.4000   0.1864
   1.750   0.7453   0.01806   0.00908  -0.0654   0.3929   0.1914
   2.000   0.7720   0.01817   0.00906  -0.0651   0.3863   0.1965
   2.250   0.7988   0.01822   0.00911  -0.0648   0.3800   0.2004
   2.750   0.8517   0.01833   0.00907  -0.0641   0.3699   0.2075
   3.000   0.8784   0.01839   0.00912  -0.0638   0.3652   0.2114
   3.250   0.9052   0.01859   0.00922  -0.0635   0.3601   0.2150
   3.500   0.9307   0.01850   0.00916  -0.0632   0.3549   0.2186
   3.750   0.9566   0.01860   0.00921  -0.0629   0.3500   0.2211
   4.000   0.9831   0.01864   0.00926  -0.0626   0.3447   0.2213
   4.250   1.0090   0.01872   0.00930  -0.0622   0.3393   0.2206
   4.500   1.0345   0.01885   0.00937  -0.0618   0.3344   0.2200
   4.750   1.0603   0.01895   0.00947  -0.0615   0.3298   0.2194
   5.000   1.0860   0.01906   0.00959  -0.0612   0.3246   0.2188
   5.250   1.1111   0.01921   0.00973  -0.0608   0.3192   0.2186
   5.500   1.1354   0.01943   0.00988  -0.0603   0.3142   0.2186
   5.750   1.1608   0.01954   0.01007  -0.0599   0.3087   0.2186
   6.000   1.1852   0.01972   0.01028  -0.0595   0.3024   0.2183
   6.250   1.2084   0.01999   0.01049  -0.0589   0.2964   0.2178
   6.500   1.2328   0.02015   0.01073  -0.0585   0.2892   0.2174
   6.750   1.2557   0.02041   0.01100  -0.0578   0.2816   0.2170
   7.000   1.2786   0.02067   0.01128  -0.0573   0.2740   0.2167
   7.250   1.3004   0.02097   0.01159  -0.0566   0.2659   0.2165
   7.500   1.3217   0.02130   0.01194  -0.0558   0.2587   0.2163
   7.750   1.3419   0.02168   0.01233  -0.0550   0.2515   0.2162
   8.000   1.3609   0.02212   0.01277  -0.0540   0.2458   0.2161
   8.250   1.3794   0.02258   0.01325  -0.0530   0.2405   0.2161
   8.500   1.3959   0.02312   0.01379  -0.0518   0.2360   0.2160
   8.750   1.4106   0.02372   0.01441  -0.0504   0.2324   0.2160
   9.000   1.4259   0.02427   0.01502  -0.0490   0.2292   0.2161
   9.250   1.4370   0.02488   0.01569  -0.0471   0.2263   0.2162
   9.500   1.4464   0.02565   0.01650  -0.0452   0.2237   0.2161
   9.750   1.4557   0.02654   0.01744  -0.0436   0.2212   0.2163
  10.000   1.4656   0.02755   0.01846  -0.0423   0.2189   0.2164
  10.250   1.4763   0.02859   0.01951  -0.0412   0.2168   0.2166
  10.500   1.4892   0.02954   0.02056  -0.0404   0.2148   0.2170
  10.750   1.5014   0.03055   0.02168  -0.0396   0.2127   0.2176
  11.000   1.5129   0.03164   0.02287  -0.0388   0.2107   0.2180
  11.250   1.5237   0.03279   0.02409  -0.0380   0.2088   0.2186
  11.500   1.5345   0.03396   0.02533  -0.0373   0.2072   0.2194
  11.750   1.5451   0.03517   0.02659  -0.0365   0.2056   0.2198
  12.000   1.5562   0.03636   0.02781  -0.0358   0.2040   0.2202
  12.250   1.5681   0.03750   0.02899  -0.0351   0.2026   0.2206
  12.500   1.5824   0.03847   0.02996  -0.0344   0.2010   0.2210
  12.750   1.5942   0.03967   0.03125  -0.0338   0.2000   0.2212
  13.000   1.6019   0.04122   0.03294  -0.0333   0.1986   0.2216
  13.250   1.6083   0.04290   0.03476  -0.0329   0.1969   0.2218
  13.500   1.6133   0.04475   0.03674  -0.0325   0.1949   0.2223
  13.750   1.6174   0.04671   0.03881  -0.0323   0.1926   0.2226
  14.000   1.6204   0.04879   0.04097  -0.0321   0.1901   0.2229
  14.250   1.6251   0.05072   0.04294  -0.0319   0.1874   0.2234
  14.500   1.6340   0.05222   0.04442  -0.0316   0.1848   0.2238
  14.750   1.6353   0.05463   0.04697  -0.0316   0.1829   0.2243
  15.000   1.6324   0.05762   0.05015  -0.0320   0.1809   0.2247
  15.250   1.6307   0.06059   0.05327  -0.0324   0.1788   0.2252
  15.500   1.6275   0.06382   0.05663  -0.0331   0.1760   0.2256
  15.750   1.6268   0.06680   0.05972  -0.0337   0.1738   0.2260
  16.000   1.6276   0.06960   0.06256  -0.0342   0.1711   0.2264
  16.250   1.6322   0.07183   0.06478  -0.0345   0.1682   0.2269
  16.500   1.6220   0.07643   0.06960  -0.0360   0.1661   0.2272
  16.750   1.6115   0.08116   0.07454  -0.0375   0.1635   0.2277
  17.000   1.5999   0.08615   0.07968  -0.0393   0.1603   0.2284
  17.250   1.5932   0.09046   0.08410  -0.0408   0.1575   0.2289
  17.500   1.5942   0.09350   0.08712  -0.0418   0.1539   0.2303
  17.750   1.5725   0.10049   0.09434  -0.0446   0.1509   0.2306
  18.000   1.5512   0.10755   0.10161  -0.0475   0.1478   0.2304
<< Back to NACA M8 AIRFOIL (m8-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA M8 AIRFOIL (m8-il)