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

NACA M18 (nacam18-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA M18 (nacam18-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 10.18 at α=1.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-nacam18-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-nacam18-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NACA M18                                        
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.000  -0.3693   0.11454   0.10800  -0.0145   1.0000   0.1907
  -8.750  -0.3589   0.11116   0.10466  -0.0148   1.0000   0.1995
  -8.500  -0.3837   0.11098   0.10464  -0.0197   1.0000   0.2038
  -8.250  -0.3485   0.10457   0.09820  -0.0169   1.0000   0.2130
  -8.000  -0.3692   0.10367   0.09747  -0.0209   1.0000   0.2200
  -7.750  -0.3426   0.09836   0.09217  -0.0193   1.0000   0.2277
  -7.500  -0.3607   0.09704   0.09102  -0.0220   1.0000   0.2360
  -7.250  -0.3414   0.09266   0.08669  -0.0210   1.0000   0.2442
  -7.000  -0.3641   0.09183   0.08606  -0.0202   1.0000   0.2512
  -6.750  -0.4038   0.09266   0.08709  -0.0155   1.0000   0.2523
  -6.500  -0.4439   0.09351   0.08807  -0.0114   1.0000   0.2532
  -6.250  -0.4360   0.09006   0.08471  -0.0076   1.0000   0.2594
  -6.000  -0.4559   0.08924   0.08397  -0.0044   1.0000   0.2656
  -5.750  -0.4994   0.09016   0.08491  -0.0038   1.0000   0.2705
  -5.500  -0.4832   0.08594   0.08079   0.0007   1.0000   0.2796
  -5.250  -0.5032   0.08445   0.07933   0.0018   1.0000   0.2892
  -5.000  -0.4823   0.08065   0.07552   0.0008   0.9939   0.3093
  -4.750  -0.4646   0.07711   0.07195  -0.0017   0.9847   0.3401
  -4.500   0.0654   0.05405   0.04822  -0.0311   1.0000   1.0000
  -4.250   0.0543   0.05446   0.04870  -0.0288   1.0000   1.0000
  -4.000   0.0440   0.05471   0.04902  -0.0266   1.0000   1.0000
  -3.750  -0.3660   0.06531   0.06035   0.0117   0.9556   0.5782
  -3.500  -0.3226   0.06305   0.05807   0.0150   0.9487   0.6494
  -3.000  -0.3113   0.05769   0.05272   0.0134   0.9281   0.6708
  -2.750  -0.3261   0.05495   0.04996   0.0111   0.9164   0.6512
  -2.500  -0.2065   0.05017   0.04268  -0.0396   0.9009   0.2772
  -2.250  -0.1450   0.04706   0.03841  -0.0456   0.8931   0.1965
  -2.000  -0.1219   0.04562   0.03649  -0.0452   0.8838   0.1810
  -1.750  -0.0736   0.04378   0.03392  -0.0484   0.8765   0.1687
  -1.500  -0.0564   0.04292   0.03285  -0.0471   0.8667   0.1663
  -1.250  -0.0087   0.04165   0.03113  -0.0503   0.8594   0.1678
  -1.000   0.0064   0.04144   0.03065  -0.0486   0.8497   0.1697
  -0.750   0.0515   0.04037   0.02932  -0.0515   0.8422   0.1734
  -0.500   0.0721   0.04015   0.02904  -0.0508   0.8327   0.1776
  -0.250   0.1237   0.03958   0.02827  -0.0546   0.8251   0.1927
   0.000   0.1503   0.03954   0.02821  -0.0548   0.8159   0.2093
   0.250   0.1917   0.03893   0.02772  -0.0568   0.8084   0.2516
   0.500   0.2025   0.03856   0.02783  -0.0546   0.8000   0.3213
   0.750   0.3737   0.03671   0.02692  -0.0786   0.7915   1.0000
   1.000   0.3818   0.03784   0.02789  -0.0762   0.7820   1.0000
   1.250   0.3936   0.03897   0.02887  -0.0743   0.7735   1.0000
   1.500   0.4073   0.04001   0.02978  -0.0728   0.7647   1.0000
   1.750   0.4128   0.04134   0.03099  -0.0702   0.7564   1.0000
   2.000   0.4268   0.04245   0.03199  -0.0687   0.7482   1.0000
   2.250   0.4286   0.04387   0.03331  -0.0656   0.7401   1.0000
   2.500   0.4378   0.04512   0.03447  -0.0636   0.7322   1.0000
   2.750   0.4466   0.04649   0.03575  -0.0616   0.7247   1.0000
   3.000   0.4477   0.04798   0.03717  -0.0587   0.7168   1.0000
   3.250   0.4680   0.04921   0.03832  -0.0582   0.7095   1.0000
   3.500   0.4596   0.05104   0.04009  -0.0546   0.7024   1.0000
   3.750   0.4938   0.05203   0.04101  -0.0557   0.6944   1.0000
   4.000   0.4767   0.05421   0.04317  -0.0516   0.6883   1.0000
   4.250   0.5103   0.05526   0.04417  -0.0525   0.6801   1.0000
   4.500   0.4986   0.05750   0.04638  -0.0494   0.6742   1.0000
   4.750   0.5049   0.05935   0.04820  -0.0481   0.6681   1.0000
   5.000   0.5263   0.06089   0.04972  -0.0480   0.6604   1.0000
   5.250   0.5192   0.06327   0.05209  -0.0460   0.6565   1.0000
   5.500   0.5268   0.06532   0.05414  -0.0452   0.6517   1.0000
   5.750   0.5485   0.06709   0.05591  -0.0453   0.6443   1.0000
   6.000   0.5465   0.06975   0.05858  -0.0443   0.6436   1.0000
   6.250   0.5497   0.07245   0.06130  -0.0439   0.6442   1.0000
   6.500   0.5637   0.07532   0.06419  -0.0446   0.6461   1.0000
   6.750   0.4843   0.08258   0.07155  -0.0442   0.7443   1.0000
   7.000   0.4886   0.08375   0.07273  -0.0426   0.7309   1.0000
   7.250   0.4938   0.08547   0.07446  -0.0415   0.7198   1.0000
   7.500   0.5296   0.08925   0.07828  -0.0443   0.7120   1.0000
   7.750   0.5238   0.09002   0.07906  -0.0418   0.6998   1.0000
   8.000   0.5342   0.09232   0.08140  -0.0415   0.6906   1.0000
   8.250   0.5614   0.09537   0.08451  -0.0430   0.6802   1.0000
   8.500   0.5570   0.09671   0.08588  -0.0411   0.6699   1.0000
   8.750   0.5904   0.10076   0.08999  -0.0435   0.6624   1.0000
   9.000   0.5870   0.10173   0.09102  -0.0416   0.6497   1.0000
   9.250   0.5922   0.10404   0.09338  -0.0411   0.6410   1.0000
   9.500   0.6231   0.10774   0.09718  -0.0428   0.6306   1.0000
   9.750   0.6169   0.10889   0.09837  -0.0410   0.6183   1.0000
  10.000   0.6258   0.11155   0.10109  -0.0409   0.6086   1.0000
  10.250   0.6597   0.11579   0.10547  -0.0428   0.5969   1.0000
  10.500   0.6563   0.11697   0.10671  -0.0414   0.5832   1.0000
  10.750   0.6567   0.11909   0.10889  -0.0407   0.5710   1.0000
  11.000   0.6681   0.12214   0.11203  -0.0409   0.5604   1.0000
  11.250   0.6980   0.12646   0.11649  -0.0423   0.5482   1.0000
  11.500   0.6931   0.12792   0.11804  -0.0413   0.5350   1.0000
  11.750   0.6928   0.13034   0.12052  -0.0409   0.5230   1.0000
<< Back to NACA M18 (nacam18-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA M18 (nacam18-il)