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=500,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA M8 AIRFOIL (m8-il)
Reynolds number: 500,000
Max Cl/Cd: 82.99 at α=7.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-m8-il-500000.txt
Download as CSV file: xf-m8-il-500000.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 =     0.500 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.250  -0.2038   0.10546   0.10217  -0.0067   0.6564   0.0280
  -9.000  -0.2124   0.10178   0.09848  -0.0110   0.6522   0.0293
  -8.750  -0.2060   0.09806   0.09477  -0.0120   0.6457   0.0295
  -8.500  -0.1908   0.09559   0.09227  -0.0118   0.6377   0.0298
  -8.250  -0.1797   0.09335   0.08999  -0.0121   0.6308   0.0301
  -8.000  -0.1693   0.09122   0.08787  -0.0127   0.6232   0.0307
  -7.750  -0.1611   0.08893   0.08554  -0.0134   0.6165   0.0313
  -7.500  -0.1556   0.08639   0.08301  -0.0144   0.6103   0.0329
  -7.250  -0.1744   0.08235   0.07902  -0.0204   0.6065   0.0341
  -7.000  -0.1600   0.07977   0.07640  -0.0191   0.5996   0.0345
  -6.750  -0.1444   0.07795   0.07455  -0.0188   0.5932   0.0349
  -6.500  -0.1306   0.07594   0.07252  -0.0196   0.5868   0.0356
  -6.250  -0.1172   0.07362   0.07015  -0.0212   0.5811   0.0365
  -6.000  -0.1053   0.06703   0.06350  -0.0325   0.5780   0.0395
  -5.750  -0.0899   0.06501   0.06148  -0.0317   0.5721   0.0399
  -5.500  -0.0717   0.06351   0.05994  -0.0315   0.5663   0.0405
  -5.250  -0.0525   0.06189   0.05826  -0.0321   0.5609   0.0415
  -4.750  -0.0061   0.01953   0.01390  -0.0680   0.5601   0.0399
  -4.500   0.0203   0.01859   0.01290  -0.0678   0.5546   0.0408
  -4.250   0.0474   0.01795   0.01214  -0.0676   0.5487   0.0417
  -4.000   0.0741   0.01704   0.01100  -0.0672   0.5431   0.0426
  -3.750   0.1014   0.01610   0.00987  -0.0669   0.5378   0.0435
  -3.500   0.1287   0.01535   0.00893  -0.0665   0.5321   0.0444
  -3.250   0.1564   0.01486   0.00824  -0.0661   0.5266   0.0452
  -3.000   0.1834   0.01406   0.00733  -0.0657   0.5215   0.0465
  -2.750   0.2112   0.01368   0.00693  -0.0653   0.5158   0.0477
  -2.500   0.2391   0.01338   0.00653  -0.0649   0.5097   0.0489
  -2.250   0.2672   0.01308   0.00615  -0.0646   0.5033   0.0503
  -2.000   0.2954   0.01279   0.00579  -0.0642   0.4961   0.0517
  -1.750   0.3231   0.01249   0.00537  -0.0637   0.4893   0.0535
  -1.500   0.3515   0.01225   0.00516  -0.0634   0.4829   0.0559
  -1.250   0.3798   0.01209   0.00494  -0.0631   0.4756   0.0586
  -1.000   0.4080   0.01190   0.00468  -0.0627   0.4681   0.0614
  -0.750   0.4363   0.01172   0.00450  -0.0624   0.4597   0.0656
  -0.500   0.4645   0.01162   0.00432  -0.0621   0.4520   0.0704
  -0.250   0.4929   0.01145   0.00417  -0.0618   0.4438   0.0778
   0.000   0.5209   0.01144   0.00410  -0.0615   0.4359   0.0861
   0.250   0.5494   0.01146   0.00413  -0.0612   0.4273   0.0954
   0.500   0.5775   0.01157   0.00422  -0.0609   0.4188   0.1102
   0.750   0.6059   0.01297   0.00602  -0.0603   0.4101   0.1344
   1.000   0.6345   0.01301   0.00578  -0.0601   0.4024   0.1727
   1.250   0.6627   0.01368   0.00655  -0.0597   0.3961   0.1778
   1.500   0.6905   0.01408   0.00694  -0.0594   0.3899   0.1855
   1.750   0.7184   0.01460   0.00736  -0.0591   0.3841   0.1948
   2.000   0.7454   0.01477   0.00764  -0.0588   0.3791   0.2037
   2.250   0.7713   0.01505   0.00800  -0.0585   0.3739   0.2316
   2.500   0.7975   0.01497   0.00789  -0.0582   0.3687   0.2359
   2.750   0.8249   0.01490   0.00781  -0.0580   0.3643   0.2460
   3.000   0.8519   0.01481   0.00771  -0.0578   0.3596   0.2494
   3.250   0.8790   0.01487   0.00769  -0.0576   0.3551   0.2595
   3.500   0.9053   0.01479   0.00759  -0.0573   0.3507   0.2625
   3.750   0.9327   0.01475   0.00757  -0.0571   0.3469   0.2663
   4.000   0.9596   0.01470   0.00750  -0.0569   0.3425   0.2759
   4.250   0.9861   0.01468   0.00746  -0.0566   0.3379   0.2788
   4.750   1.0392   0.01467   0.00746  -0.0561   0.3289   0.2951
   5.000   1.0660   0.01485   0.00761  -0.0559   0.3237   0.3065
   5.250   1.0915   0.01479   0.00752  -0.0556   0.3180   0.3090
   5.500   1.1183   0.01474   0.00752  -0.0554   0.3126   0.3123
   5.750   1.1446   0.01483   0.00761  -0.0551   0.3057   0.3169
   6.000   0.5008   0.03425   0.02899   0.0126   0.3542   0.1876
   6.250   1.1965   0.01489   0.00767  -0.0546   0.2906   0.3276
   6.500   1.2218   0.01503   0.00778  -0.0543   0.2815   0.3308
   6.750   1.2473   0.01517   0.00790  -0.0540   0.2703   0.3330
   7.000   1.2723   0.01537   0.00806  -0.0536   0.2591   0.3340
   7.250   1.2961   0.01563   0.00826  -0.0531   0.2490   0.3335
   7.500   1.3195   0.01590   0.00849  -0.0526   0.2410   0.3315
   7.750   1.3428   0.01632   0.00884  -0.0520   0.2349   0.3233
   8.000   1.3658   0.01655   0.00909  -0.0514   0.2302   0.3144
   8.750   1.4320   0.01799   0.01035  -0.0490   0.2197   0.2429
   9.000   1.4530   0.01818   0.01062  -0.0482   0.2173   0.2399
   9.250   1.4727   0.01854   0.01102  -0.0472   0.2149   0.2377
   9.500   1.4907   0.01898   0.01149  -0.0460   0.2125   0.2354
   9.750   1.5068   0.01954   0.01204  -0.0446   0.2100   0.2328
  10.000   1.5202   0.02025   0.01273  -0.0429   0.2072   0.2312
  10.250   1.5335   0.02077   0.01331  -0.0411   0.2059   0.2301
  10.500   1.5452   0.02128   0.01390  -0.0390   0.2045   0.2296
  10.750   1.5563   0.02185   0.01456  -0.0372   0.2026   0.2290
  11.000   1.5672   0.02253   0.01531  -0.0356   0.2008   0.2284
  11.250   1.5777   0.02331   0.01615  -0.0342   0.1988   0.2282
  11.500   1.5872   0.02424   0.01712  -0.0328   0.1967   0.2277
  11.750   1.5961   0.02528   0.01820  -0.0315   0.1948   0.2273
  12.000   1.6051   0.02639   0.01932  -0.0302   0.1927   0.2270
  12.250   1.6160   0.02740   0.02039  -0.0291   0.1908   0.2268
  12.500   1.6263   0.02846   0.02157  -0.0284   0.1893   0.2271
  12.750   1.6363   0.02958   0.02279  -0.0277   0.1875   0.2272
  13.000   1.6458   0.03077   0.02406  -0.0270   0.1857   0.2277
  13.250   1.6537   0.03213   0.02548  -0.0263   0.1832   0.2277
  13.500   1.6608   0.03357   0.02698  -0.0257   0.1811   0.2280
  13.750   1.6674   0.03507   0.02852  -0.0250   0.1793   0.2279
  14.000   1.6736   0.03658   0.03004  -0.0242   0.1768   0.2280
  14.250   1.6805   0.03814   0.03170  -0.0237   0.1752   0.2279
  14.500   1.6865   0.03986   0.03355  -0.0235   0.1734   0.2282
  14.750   1.6915   0.04173   0.03552  -0.0234   0.1711   0.2283
  15.000   1.6958   0.04368   0.03756  -0.0232   0.1687   0.2288
  15.250   1.6980   0.04591   0.03984  -0.0232   0.1661   0.2291
  15.500   1.6993   0.04825   0.04222  -0.0232   0.1638   0.2289
  15.750   1.7014   0.05059   0.04463  -0.0232   0.1611   0.2293
  16.000   1.7053   0.05295   0.04712  -0.0236   0.1588   0.2299
  16.250   1.7075   0.05552   0.04980  -0.0240   0.1557   0.2304
  16.500   1.7049   0.05873   0.05306  -0.0247   0.1517   0.2309
  16.750   1.7005   0.06214   0.05651  -0.0254   0.1486   0.2316
  17.000   1.7023   0.06495   0.05946  -0.0260   0.1446   0.2322
  17.250   1.6966   0.06879   0.06336  -0.0271   0.1392   0.2321
  17.500   1.6872   0.07316   0.06777  -0.0283   0.1346   0.2333
  17.750   1.6794   0.07747   0.07215  -0.0297   0.1266   0.2335
  18.000   1.6662   0.08258   0.07730  -0.0314   0.1196   0.2339
  18.250   1.6443   0.08915   0.08387  -0.0337   0.1080   0.2340
  18.500   1.6231   0.09573   0.09047  -0.0362   0.0989   0.2340
  18.750   1.5945   0.10371   0.09845  -0.0394   0.0886   0.2339
  19.000   1.5672   0.11165   0.10642  -0.0428   0.0804   0.2338
<< Back to NACA M8 AIRFOIL (m8-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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