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