Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

NACA M9 AIRFOIL (m9-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA M9 AIRFOIL (m9-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 15.38 at α=3.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-m9-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-m9-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NACA M9 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 =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -10.250  -0.3012   0.13069   0.12454   0.0051   1.0000   0.1229
 -10.000  -0.2985   0.12963   0.12357   0.0025   1.0000   0.1261
  -9.750  -0.3033   0.13080   0.12485  -0.0009   1.0000   0.1273
  -9.500  -0.2811   0.12276   0.11685  -0.0007   1.0000   0.1298
  -9.250  -0.2660   0.11846   0.11261  -0.0012   1.0000   0.1338
  -9.000  -0.2571   0.11587   0.11011  -0.0029   1.0000   0.1389
  -8.750  -0.2599   0.11631   0.11069  -0.0066   1.0000   0.1427
  -8.500  -0.2423   0.11060   0.10506  -0.0071   1.0000   0.1460
  -8.250  -0.2278   0.10705   0.10160  -0.0083   1.0000   0.1516
  -8.000  -0.2255   0.10620   0.10089  -0.0116   1.0000   0.1570
  -7.750  -0.2251   0.10506   0.09994  -0.0147   1.0000   0.1587
  -7.500  -0.2039   0.09968   0.09461  -0.0144   1.0000   0.1643
  -7.250  -0.2180   0.09981   0.09494  -0.0127   1.0000   0.1668
  -7.000  -0.2524   0.10182   0.09712  -0.0074   1.0000   0.1660
  -6.750  -0.2317   0.10038   0.09570  -0.0190   0.9790   0.1722
  -6.500  -0.1888   0.09474   0.09000  -0.0261   0.9649   0.1836
  -6.250  -0.1450   0.08967   0.08488  -0.0346   0.9514   0.1951
  -6.000  -0.1043   0.08469   0.07983  -0.0416   0.9371   0.2045
  -5.500  -0.0520   0.08090   0.07591  -0.0556   0.9004   0.2206
  -5.250  -0.0296   0.07601   0.07100  -0.0545   0.8867   0.2282
  -5.000  -0.0140   0.07479   0.06972  -0.0584   0.8702   0.2344
  -4.750   0.0026   0.07192   0.06680  -0.0583   0.8567   0.2410
  -4.500   0.0171   0.07091   0.06570  -0.0615   0.8418   0.2467
  -4.250   0.0306   0.06856   0.06334  -0.0612   0.8287   0.2541
  -4.000   0.0472   0.06687   0.06157  -0.0632   0.8168   0.2603
  -3.750   0.0672   0.06505   0.05965  -0.0647   0.8066   0.2679
  -3.500   0.0838   0.06361   0.05814  -0.0668   0.7948   0.2718
  -3.250   0.1024   0.06156   0.05601  -0.0672   0.7857   0.2795
  -3.000   0.1231   0.06023   0.05455  -0.0696   0.7753   0.2849
  -2.750   0.1407   0.05841   0.05266  -0.0700   0.7664   0.2890
  -2.500   0.1680   0.05773   0.05176  -0.0732   0.7575   0.2973
  -2.250   0.1817   0.05582   0.04985  -0.0725   0.7496   0.3054
  -2.000   0.2047   0.05472   0.04859  -0.0741   0.7412   0.3138
  -1.250   0.2600   0.05099   0.04460  -0.0738   0.7206   0.3805
  -1.000   0.2616   0.05087   0.04451  -0.0728   0.7124   0.4082
  -0.750   0.2803   0.04950   0.04305  -0.0720   0.7062   0.4426
  -0.500   0.3483   0.05133   0.04388  -0.0826   0.6977   0.2842
  -0.250   0.3721   0.05100   0.04330  -0.0832   0.6911   0.2816
   0.000   0.3997   0.05062   0.04260  -0.0837   0.6848   0.2823
   0.250   0.4054   0.05119   0.04316  -0.0829   0.6769   0.2916
   0.500   0.4430   0.05016   0.04178  -0.0831   0.6690   0.3083
   0.750   0.4520   0.05067   0.04221  -0.0822   0.6578   0.3199
   1.000   0.4743   0.05063   0.04192  -0.0817   0.6468   0.3385
   1.250   0.5155   0.04899   0.03995  -0.0810   0.6367   0.3702
   1.500   0.5216   0.05013   0.04099  -0.0805   0.6248   0.3841
   1.750   0.5573   0.04966   0.04021  -0.0816   0.6139   0.4220
   2.000   0.6103   0.04807   0.03838  -0.0831   0.6033   0.4733
   2.250   0.6231   0.04956   0.03987  -0.0834   0.5904   0.4924
   2.500   0.6446   0.05037   0.04069  -0.0831   0.5786   0.5142
   2.750   0.6856   0.04891   0.03939  -0.0815   0.5695   0.5587
   3.000   0.6911   0.05075   0.04139  -0.0808   0.5556   0.5809
   3.250   0.6996   0.05236   0.04319  -0.0798   0.5424   0.6043
   3.500   0.7452   0.05287   0.04420  -0.0830   0.5275   1.0000
   3.750   0.7906   0.05142   0.04255  -0.0806   0.5192   1.0000
   4.000   0.7932   0.05431   0.04541  -0.0801   0.5042   1.0000
   4.250   0.7882   0.05808   0.04917  -0.0800   0.4903   1.0000
   4.500   0.8437   0.05551   0.04639  -0.0769   0.4848   1.0000
   4.750   0.8207   0.06146   0.05239  -0.0779   0.4701   1.0000
   5.000   0.7867   0.06757   0.05851  -0.0780   0.4594   1.0000
   5.250   0.8429   0.06588   0.05671  -0.0763   0.4519   1.0000
   5.500   0.7855   0.07445   0.06530  -0.0774   0.4455   1.0000
   5.750   0.7734   0.07925   0.07012  -0.0781   0.4425   1.0000
   6.000   0.7695   0.08341   0.07426  -0.0786   0.4404   1.0000
   6.250   0.8033   0.08432   0.07508  -0.0774   0.4334   1.0000
   6.500   0.7815   0.09030   0.08109  -0.0792   0.4365   1.0000
   6.750   0.7985   0.09326   0.08400  -0.0791   0.4341   1.0000
   7.000   0.7143   0.11004   0.10108  -0.0906   0.5352   1.0000
   7.250   0.6904   0.11090   0.10195  -0.0892   0.5274   1.0000
   7.500   0.7126   0.11408   0.10508  -0.0894   0.5207   1.0000
   7.750   0.7154   0.11686   0.10783  -0.0892   0.5155   1.0000
   8.000   0.7229   0.11904   0.10997  -0.0888   0.5060   1.0000
   8.250   0.7557   0.12361   0.11451  -0.0896   0.5019   1.0000
   8.500   0.7351   0.12451   0.11540  -0.0887   0.4948   1.0000
   8.750   0.7496   0.12739   0.11825  -0.0888   0.4887   1.0000
<< Back to NACA M9 AIRFOIL (m9-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA M9 AIRFOIL (m9-il)