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

Polar data table (+)

Polar graphs


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