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=5


Details Polar file
Airfoil: NACA M8 AIRFOIL (m8-il)
Reynolds number: 500,000
Max Cl/Cd: 79.57 at α=7.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-m8-il-500000-n5.txt
Download as CSV file: xf-m8-il-500000-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 =     0.500 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.000  -0.2263   0.10770   0.10412  -0.0079   0.6066   0.0136
  -9.750  -0.2195   0.10458   0.10098  -0.0092   0.5983   0.0138
  -9.250  -0.2166   0.09618   0.09253  -0.0130   0.5842   0.0155
  -9.000  -0.2081   0.09379   0.09013  -0.0140   0.5758   0.0157
  -8.750  -0.1989   0.09165   0.08795  -0.0149   0.5683   0.0159
  -8.500  -0.1902   0.08939   0.08568  -0.0159   0.5620   0.0163
  -8.250  -0.1838   0.08682   0.08311  -0.0169   0.5565   0.0167
  -8.000  -0.1815   0.08375   0.08002  -0.0180   0.5518   0.0173
  -7.750  -0.1975   0.07823   0.07453  -0.0202   0.5494   0.0187
  -7.500  -0.1847   0.07650   0.07279  -0.0215   0.5444   0.0190
  -7.000  -0.2233   0.03054   0.02587  -0.0667   0.5479   0.0268
  -6.750  -0.1970   0.02822   0.02339  -0.0685   0.5424   0.0273
  -6.500  -0.1707   0.02583   0.02078  -0.0701   0.5371   0.0280
  -6.000  -0.1181   0.02120   0.01556  -0.0724   0.5278   0.0294
  -5.750  -0.0914   0.01949   0.01358  -0.0729   0.5232   0.0300
  -5.500  -0.0644   0.01820   0.01206  -0.0730   0.5183   0.0306
  -5.250  -0.0374   0.01730   0.01099  -0.0729   0.5136   0.0312
  -5.000  -0.0100   0.01668   0.01028  -0.0727   0.5095   0.0318
  -4.750   0.0177   0.01610   0.00963  -0.0724   0.5051   0.0324
  -4.500   0.0454   0.01558   0.00901  -0.0722   0.5003   0.0330
  -4.250   0.0732   0.01512   0.00843  -0.0719   0.4956   0.0336
  -4.000   0.1011   0.01470   0.00790  -0.0716   0.4914   0.0344
  -3.750   0.1292   0.01431   0.00742  -0.0713   0.4868   0.0352
  -3.500   0.1573   0.01398   0.00699  -0.0710   0.4818   0.0357
  -3.250   0.1853   0.01374   0.00666  -0.0706   0.4767   0.0364
  -3.000   0.2134   0.01349   0.00637  -0.0703   0.4721   0.0373
  -2.750   0.2417   0.01325   0.00609  -0.0700   0.4665   0.0381
  -2.500   0.2699   0.01306   0.00583  -0.0697   0.4594   0.0391
  -2.250   0.2982   0.01289   0.00559  -0.0694   0.4518   0.0403
  -2.000   0.3265   0.01275   0.00536  -0.0691   0.4417   0.0415
  -1.750   0.3547   0.01260   0.00516  -0.0688   0.4328   0.0431
  -1.500   0.3829   0.01247   0.00496  -0.0686   0.4230   0.0449
  -1.250   0.4112   0.01238   0.00482  -0.0683   0.4134   0.0471
  -1.000   0.4394   0.01233   0.00468  -0.0680   0.4039   0.0495
  -0.750   0.4676   0.01222   0.00456  -0.0677   0.3956   0.0530
  -0.250   0.5238   0.01218   0.00445  -0.0672   0.3799   0.0628
   0.000   0.5517   0.01224   0.00446  -0.0669   0.3720   0.0682
   0.250   0.5797   0.01229   0.00449  -0.0667   0.3652   0.0744
   0.500   0.6077   0.01233   0.00450  -0.0664   0.3587   0.0802
   0.750   0.6355   0.01236   0.00449  -0.0662   0.3535   0.0872
   1.000   0.6634   0.01232   0.00445  -0.0659   0.3496   0.0964
   1.250   0.6914   0.01248   0.00473  -0.0657   0.3459   0.1182
   1.500   0.7195   0.01282   0.00510  -0.0654   0.3418   0.1619
   1.750   0.7471   0.01315   0.00538  -0.0650   0.3367   0.1676
   2.000   0.7746   0.01332   0.00549  -0.0648   0.3319   0.1709
   2.250   0.8023   0.01357   0.00577  -0.0645   0.3279   0.1734
   2.500   0.8299   0.01367   0.00582  -0.0642   0.3243   0.1761
   2.750   0.8573   0.01374   0.00582  -0.0640   0.3206   0.1781
   3.000   0.8843   0.01394   0.00605  -0.0637   0.3168   0.1795
   3.250   0.9114   0.01408   0.00619  -0.0635   0.3135   0.1811
   3.500   0.9388   0.01415   0.00627  -0.0632   0.3104   0.1829
   3.750   0.9661   0.01420   0.00630  -0.0630   0.3065   0.1843
   4.000   0.9930   0.01427   0.00633  -0.0628   0.3022   0.1852
   4.250   1.0194   0.01439   0.00641  -0.0625   0.2974   0.1868
   4.500   1.0462   0.01448   0.00656  -0.0623   0.2929   0.1884
   4.750   1.0730   0.01451   0.00659  -0.0620   0.2865   0.1885
   5.000   1.0990   0.01462   0.00665  -0.0617   0.2790   0.1884
   5.250   1.1254   0.01468   0.00670  -0.0615   0.2703   0.1882
   5.500   1.1510   0.01483   0.00680  -0.0612   0.2588   0.1883
   5.750   1.1757   0.01507   0.00696  -0.0608   0.2446   0.1885
   6.250   1.2242   0.01559   0.00737  -0.0599   0.2260   0.1886
   6.500   1.2480   0.01586   0.00761  -0.0594   0.2198   0.1886
   6.750   1.2719   0.01611   0.00787  -0.0590   0.2154   0.1886
   7.000   1.2959   0.01633   0.00810  -0.0585   0.2120   0.1885
   7.250   1.3193   0.01658   0.00836  -0.0579   0.2089   0.1886
   7.500   1.3420   0.01688   0.00868  -0.0573   0.2058   0.1887
   7.750   1.3639   0.01721   0.00902  -0.0566   0.2029   0.1888
   8.000   1.3856   0.01753   0.00936  -0.0559   0.2003   0.1889
   8.250   1.4081   0.01777   0.00965  -0.0552   0.1989   0.1891
   8.500   1.4299   0.01804   0.00998  -0.0545   0.1972   0.1892
   8.750   1.4507   0.01834   0.01033  -0.0537   0.1953   0.1894
   9.000   1.4704   0.01869   0.01073  -0.0527   0.1933   0.1896
   9.250   1.4888   0.01909   0.01117  -0.0516   0.1914   0.1898
   9.500   1.5054   0.01953   0.01166  -0.0503   0.1896   0.1899
   9.750   1.5190   0.02002   0.01219  -0.0485   0.1881   0.1901
  10.000   1.5269   0.02062   0.01283  -0.0460   0.1866   0.1903
  10.250   1.5343   0.02141   0.01367  -0.0438   0.1851   0.1905
  10.500   1.5437   0.02223   0.01456  -0.0421   0.1839   0.1907
  10.750   1.5560   0.02297   0.01538  -0.0408   0.1832   0.1909
  11.000   1.5682   0.02377   0.01626  -0.0397   0.1823   0.1910
  11.250   1.5804   0.02463   0.01721  -0.0387   0.1808   0.1913
  11.500   1.5916   0.02561   0.01825  -0.0378   0.1788   0.1917
  11.750   1.6014   0.02675   0.01945  -0.0369   0.1764   0.1918
  12.000   1.6100   0.02801   0.02077  -0.0360   0.1746   0.1921
  12.250   1.6165   0.02947   0.02227  -0.0351   0.1722   0.1924
  12.500   1.6228   0.03098   0.02383  -0.0343   0.1707   0.1929
  12.750   1.6267   0.03274   0.02562  -0.0335   0.1682   0.1931
  13.000   1.6377   0.03392   0.02691  -0.0329   0.1663   0.1937
  13.250   1.6461   0.03536   0.02843  -0.0324   0.1645   0.1940
  13.500   1.6524   0.03701   0.03015  -0.0319   0.1616   0.1944
  13.750   1.6569   0.03888   0.03208  -0.0315   0.1593   0.1946
  14.000   1.6592   0.04099   0.03423  -0.0311   0.1570   0.1947
  14.250   1.6598   0.04331   0.03661  -0.0308   0.1548   0.1951
  14.500   1.6633   0.04539   0.03878  -0.0306   0.1528   0.1952
  14.750   1.6694   0.04725   0.04074  -0.0304   0.1510   0.1957
  15.000   1.6731   0.04946   0.04303  -0.0304   0.1480   0.1961
  15.250   1.6722   0.05228   0.04591  -0.0306   0.1440   0.1964
  15.500   1.6665   0.05574   0.04940  -0.0310   0.1397   0.1968
  15.750   1.6700   0.05814   0.05188  -0.0312   0.1358   0.1972
  16.000   1.6665   0.06147   0.05527  -0.0318   0.1308   0.1973
  16.250   1.6588   0.06541   0.05926  -0.0326   0.1253   0.1975
  16.500   1.6527   0.06922   0.06312  -0.0334   0.1186   0.1977
  17.000   1.6112   0.08131   0.07520  -0.0368   0.0959   0.1981
  17.250   1.5838   0.08868   0.08256  -0.0393   0.0846   0.1978
  17.500   1.5595   0.09580   0.08971  -0.0418   0.0757   0.1979
<< Back to NACA M8 AIRFOIL (m8-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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