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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M9 AIRFOIL (m9-il)