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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M18 (nacam18-il)