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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M8 AIRFOIL (m8-il)