NACA M8 AIRFOIL (m8-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M8 AIRFOIL (m8-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 26.46 at α=6.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m8-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-m8-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.1265 0.11210 0.10611 -0.0270 0.8297 0.1012
-8.750 -0.1247 0.11117 0.10516 -0.0289 0.8164 0.1022
-8.500 -0.1228 0.10982 0.10381 -0.0304 0.8050 0.1027
-8.250 -0.1012 0.10421 0.09815 -0.0287 0.7943 0.1065
-8.000 -0.0931 0.10209 0.09598 -0.0291 0.7841 0.1109
-7.750 -0.0913 0.10113 0.09504 -0.0310 0.7734 0.1142
-7.500 -0.0933 0.10065 0.09456 -0.0330 0.7638 0.1150
-7.250 -0.0733 0.09569 0.08956 -0.0317 0.7545 0.1177
-7.000 -0.0650 0.09353 0.08737 -0.0318 0.7453 0.1206
-6.750 -0.0596 0.09201 0.08584 -0.0332 0.7356 0.1245
-6.500 -0.0535 0.09068 0.08450 -0.0361 0.7266 0.1265
-6.250 -0.0390 0.08747 0.08125 -0.0346 0.7171 0.1317
-6.000 -0.0303 0.08653 0.08027 -0.0385 0.7084 0.1361
-5.750 -0.0165 0.08330 0.07704 -0.0376 0.6994 0.1389
-5.500 -0.0032 0.08120 0.07489 -0.0389 0.6915 0.1426
-5.250 0.0119 0.07957 0.07321 -0.0427 0.6828 0.1450
-5.000 0.0262 0.07682 0.07040 -0.0428 0.6762 0.1468
-4.500 0.0697 0.06888 0.06212 -0.0550 0.6614 0.1021
-4.250 0.0863 0.06620 0.05944 -0.0547 0.6536 0.0985
-4.000 0.1086 0.06331 0.05644 -0.0575 0.6462 0.0947
-3.750 0.1320 0.06073 0.05369 -0.0598 0.6403 0.0945
-3.500 0.1563 0.05853 0.05142 -0.0624 0.6314 0.0958
-3.250 0.1821 0.05594 0.04863 -0.0646 0.6253 0.0953
-3.000 0.2093 0.05338 0.04590 -0.0675 0.6177 0.0943
-2.750 0.2362 0.05106 0.04341 -0.0694 0.6106 0.0948
-2.500 0.2635 0.04892 0.04102 -0.0707 0.6057 0.0976
-2.250 0.2917 0.04682 0.03876 -0.0730 0.5970 0.0997
-2.000 0.3209 0.04425 0.03588 -0.0746 0.5910 0.1008
-1.750 0.3497 0.04192 0.03324 -0.0758 0.5851 0.1035
-1.500 0.3729 0.04165 0.03295 -0.0755 0.5765 0.1077
-1.250 0.4018 0.03976 0.03073 -0.0760 0.5711 0.1125
-1.000 0.4285 0.03867 0.02944 -0.0764 0.5638 0.1171
-0.750 0.4543 0.03818 0.02881 -0.0763 0.5566 0.1244
-0.500 0.4810 0.03760 0.02805 -0.0757 0.5518 0.1307
-0.250 0.5060 0.03760 0.02797 -0.0757 0.5445 0.1399
0.000 0.5321 0.03740 0.02762 -0.0755 0.5378 0.1500
0.250 0.5610 0.03699 0.02692 -0.0750 0.5331 0.1644
0.500 0.5865 0.03711 0.02685 -0.0750 0.5256 0.1796
0.750 0.6121 0.03702 0.02656 -0.0748 0.5189 0.1969
1.000 0.6390 0.03655 0.02583 -0.0743 0.5144 0.2179
1.250 0.6620 0.03664 0.02579 -0.0740 0.5083 0.2371
1.500 0.6840 0.03695 0.02598 -0.0736 0.5008 0.2547
1.750 0.7112 0.03652 0.02533 -0.0729 0.4955 0.2706
2.000 0.7333 0.03681 0.02558 -0.0727 0.4866 0.2857
2.250 0.7597 0.03662 0.02524 -0.0722 0.4789 0.3038
2.500 0.7888 0.03625 0.02468 -0.0719 0.4725 0.3147
2.750 0.8109 0.03685 0.02521 -0.0718 0.4629 0.3173
3.000 0.8421 0.03648 0.02460 -0.0714 0.4578 0.3172
3.250 0.8614 0.03749 0.02563 -0.0713 0.4490 0.3169
3.500 0.8882 0.03758 0.02560 -0.0710 0.4427 0.3174
3.750 0.9176 0.03741 0.02526 -0.0706 0.4379 0.3181
4.000 0.9325 0.03875 0.02670 -0.0703 0.4286 0.3181
4.250 0.9621 0.03847 0.02629 -0.0698 0.4235 0.3174
4.500 0.9776 0.03966 0.02753 -0.0693 0.4152 0.3167
4.750 1.0010 0.03994 0.02779 -0.0687 0.4087 0.3159
5.000 1.0332 0.03937 0.02706 -0.0681 0.4046 0.3151
5.250 1.0372 0.04153 0.02939 -0.0672 0.3945 0.3146
5.500 1.0660 0.04117 0.02893 -0.0664 0.3894 0.3139
5.750 1.0747 0.04272 0.03059 -0.0654 0.3812 0.3135
6.000 1.0930 0.04329 0.03115 -0.0644 0.3745 0.3136
6.250 1.1258 0.04255 0.03028 -0.0636 0.3704 0.3143
6.500 1.1130 0.04598 0.03393 -0.0621 0.3604 0.3143
6.750 1.1363 0.04609 0.03402 -0.0611 0.3553 0.3150
7.000 1.1724 0.04514 0.03295 -0.0603 0.3518 0.3157
7.250 1.1213 0.05172 0.03981 -0.0582 0.3400 0.3151
7.500 1.1513 0.05114 0.03918 -0.0571 0.3361 0.3156
7.750 1.1952 0.04954 0.03748 -0.0563 0.3333 0.3160
8.000 1.1042 0.06159 0.04983 -0.0568 0.3185 0.3153
8.250 1.1369 0.06039 0.04860 -0.0553 0.3162 0.3155
8.500 1.1751 0.05875 0.04690 -0.0537 0.3145 0.3157
9.000 1.0941 0.07587 0.06428 -0.0572 0.2965 0.3152
9.500 1.0328 0.09308 0.08165 -0.0622 0.2800 0.3149
10.000 0.9817 0.10962 0.09833 -0.0676 0.2671 0.3147
10.250 0.9928 0.11181 0.10055 -0.0675 0.2652 0.3148
10.500 1.0078 0.11337 0.10214 -0.0671 0.2637 0.3149
10.750 0.9689 0.12424 0.11310 -0.0716 0.2581 0.3147
11.000 0.9673 0.12855 0.11748 -0.0728 0.2546 0.3148
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M8 AIRFOIL (m8-il)