NACA M8 AIRFOIL (m8-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M8 AIRFOIL (m8-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 8.52 at α=3.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m8-il-50000.txt Download as CSV file: xf-m8-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.750 -0.3084 0.15757 0.15120 0.0091 1.0000 0.1029
-12.500 -0.3046 0.15695 0.15064 0.0064 1.0000 0.1047
-12.250 -0.3049 0.15773 0.15150 0.0034 1.0000 0.1053
-12.000 -0.2814 0.14861 0.14244 0.0035 1.0000 0.1075
-11.750 -0.2686 0.14479 0.13867 0.0023 1.0000 0.1104
-11.500 -0.2583 0.14185 0.13578 0.0006 1.0000 0.1135
-11.250 -0.2511 0.13996 0.13397 -0.0018 1.0000 0.1166
-11.000 -0.2507 0.14037 0.13448 -0.0053 1.0000 0.1179
-10.750 -0.2289 0.13315 0.12733 -0.0056 1.0000 0.1210
-10.500 -0.2160 0.12994 0.12420 -0.0075 1.0000 0.1252
-10.250 -0.2092 0.12847 0.12283 -0.0106 1.0000 0.1290
-10.000 -0.2021 0.12663 0.12111 -0.0138 1.0000 0.1304
-9.750 -0.1822 0.12134 0.11588 -0.0151 1.0000 0.1339
-9.500 -0.1713 0.11894 0.11357 -0.0178 1.0000 0.1380
-9.250 -0.1714 0.11891 0.11368 -0.0208 1.0000 0.1404
-9.000 -0.1927 0.12088 0.11583 -0.0189 1.0000 0.1407
-8.500 -0.1739 0.11485 0.10989 -0.0210 0.9863 0.1472
-8.250 -0.1550 0.11420 0.10925 -0.0309 0.9711 0.1513
-8.000 -0.1096 0.10637 0.10134 -0.0360 0.9624 0.1577
-7.750 -0.0911 0.10613 0.10107 -0.0458 0.9469 0.1614
-7.500 -0.0441 0.09805 0.09293 -0.0505 0.9378 0.1662
-7.250 -0.0280 0.09687 0.09172 -0.0559 0.9213 0.1710
-7.000 -0.0148 0.09448 0.08932 -0.0586 0.9058 0.1731
-6.750 0.0032 0.09101 0.08581 -0.0591 0.8918 0.1775
-6.500 0.0090 0.09035 0.08514 -0.0608 0.8771 0.1812
-6.250 0.0091 0.09235 0.08711 -0.0650 0.8625 0.1829
-6.000 0.0273 0.08687 0.08163 -0.0629 0.8525 0.1851
-5.750 0.0362 0.08495 0.07972 -0.0628 0.8399 0.1882
-5.500 0.0447 0.08414 0.07888 -0.0644 0.8286 0.1922
-5.250 0.0542 0.08426 0.07895 -0.0680 0.8174 0.1946
-5.000 0.0627 0.08098 0.07570 -0.0658 0.8067 0.1974
-4.750 0.0770 0.07918 0.07385 -0.0664 0.7975 0.2017
-4.500 0.0869 0.07984 0.07445 -0.0701 0.7854 0.2051
-4.250 0.1034 0.07710 0.07165 -0.0704 0.7778 0.2067
-4.000 0.1093 0.07558 0.07018 -0.0697 0.7661 0.2087
-3.750 0.1263 0.07388 0.06841 -0.0704 0.7577 0.2127
-3.500 0.1459 0.07477 0.06912 -0.0751 0.7458 0.2170
-3.250 0.1549 0.07208 0.06648 -0.0735 0.7370 0.2190
-3.000 0.1672 0.07060 0.06498 -0.0733 0.7274 0.2222
-2.750 0.1838 0.06992 0.06421 -0.0747 0.7188 0.2263
-2.500 0.2070 0.07031 0.06442 -0.0783 0.7095 0.2296
-2.250 0.2180 0.06807 0.06220 -0.0770 0.7025 0.2324
-2.000 0.2241 0.06790 0.06201 -0.0767 0.6930 0.2373
-1.750 0.2589 0.06597 0.05989 -0.0787 0.6871 0.2461
-1.500 0.2469 0.06738 0.06137 -0.0774 0.6775 0.2480
-1.250 0.2774 0.06691 0.06070 -0.0799 0.6716 0.2582
-1.000 0.2798 0.06669 0.06049 -0.0787 0.6663 0.2626
-0.750 0.2717 0.06810 0.06191 -0.0775 0.6604 0.2676
-0.500 0.2976 0.06790 0.06152 -0.0789 0.6543 0.2893
0.000 0.2928 0.06848 0.06214 -0.0754 0.6469 0.3112
0.250 0.2886 0.06929 0.06293 -0.0738 0.6428 0.3265
0.500 0.3269 0.06638 0.05996 -0.0736 0.6337 0.4053
0.750 0.3122 0.06755 0.06113 -0.0711 0.6284 0.4209
1.000 0.3173 0.06685 0.06044 -0.0692 0.6208 0.4582
1.250 0.3427 0.06570 0.05916 -0.0686 0.6114 0.5027
1.500 0.3510 0.06604 0.05943 -0.0681 0.6036 0.5180
1.750 0.3908 0.06602 0.05910 -0.0703 0.5933 0.5167
2.000 0.4858 0.06780 0.05980 -0.0790 0.5788 0.3692
2.250 0.4638 0.07069 0.06275 -0.0775 0.5725 0.3667
2.500 0.5245 0.06897 0.06051 -0.0788 0.5606 0.3756
2.750 0.5041 0.07217 0.06373 -0.0776 0.5529 0.3742
3.000 0.5544 0.07147 0.06253 -0.0790 0.5413 0.4033
3.250 0.5491 0.07416 0.06516 -0.0791 0.5326 0.4101
3.500 0.5826 0.07495 0.06560 -0.0802 0.5206 0.4354
3.750 0.6347 0.07452 0.06493 -0.0816 0.5080 0.4665
4.000 0.6134 0.07895 0.06940 -0.0816 0.5016 0.4653
4.250 0.6167 0.08199 0.07244 -0.0824 0.4962 0.4760
4.500 0.6481 0.08318 0.07355 -0.0828 0.4859 0.4922
4.750 0.6387 0.08719 0.07758 -0.0834 0.4831 0.4928
5.000 0.6391 0.09107 0.08144 -0.0843 0.4839 0.4926
5.250 0.6626 0.09481 0.08514 -0.0858 0.4894 0.4915
5.500 0.6101 0.10623 0.09682 -0.0921 0.5612 0.4918
5.750 0.5866 0.10676 0.09737 -0.0904 0.5520 0.4912
6.000 0.6249 0.11042 0.10091 -0.0916 0.5441 0.4901
6.250 0.6126 0.11204 0.10252 -0.0907 0.5379 0.4899
6.500 0.6258 0.11440 0.10484 -0.0908 0.5302 0.4907
6.750 0.6567 0.11830 0.10868 -0.0917 0.5261 0.4913
7.000 0.6463 0.12005 0.11043 -0.0912 0.5213 0.4910
7.250 0.6547 0.12213 0.11248 -0.0910 0.5128 0.4901
7.500 0.6868 0.12621 0.11650 -0.0917 0.5079 0.4887
7.750 0.6739 0.12756 0.11784 -0.0911 0.5017 0.4882
8.000 0.6867 0.12994 0.12019 -0.0910 0.4938 0.4874
8.250 0.7137 0.13392 0.12413 -0.0916 0.4901 0.4866
8.500 0.7114 0.13626 0.12646 -0.0916 0.4866 0.4862
8.750 0.7105 0.13773 0.12794 -0.0914 0.4788 0.4860
9.000 0.7295 0.14088 0.13109 -0.0916 0.4740 0.4858
9.250 0.7617 0.14616 0.13637 -0.0924 0.4712 0.4863
9.500 0.7384 0.14571 0.13593 -0.0919 0.4637 0.4861
9.750 0.7543 0.14845 0.13868 -0.0921 0.4574 0.4874
10.000 0.7836 0.15327 0.14356 -0.0926 0.4540 0.4912
10.250 0.7695 0.15389 0.14418 -0.0927 0.4489 0.4915
10.500 0.7774 0.15605 0.14639 -0.0929 0.4425 0.4947
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M8 AIRFOIL (m8-il)