NACA M6 (nacam6-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M6 (nacam6-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 30.5 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-nacam6-il-50000.txt Download as CSV file: xf-nacam6-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA M6
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.4419 0.12373 0.11628 -0.0123 1.0000 0.2452
-10.250 -0.4147 0.11803 0.11055 -0.0113 1.0000 0.2524
-10.000 -0.4356 0.11726 0.10990 -0.0128 1.0000 0.2621
-9.750 -0.4063 0.11193 0.10454 -0.0115 1.0000 0.2725
-9.500 -0.4128 0.10932 0.10201 -0.0120 1.0000 0.2826
-9.250 -0.4222 0.10762 0.10040 -0.0122 1.0000 0.2958
-9.000 -0.3999 0.10329 0.09605 -0.0111 1.0000 0.3097
-8.750 -0.3912 0.09990 0.09270 -0.0105 1.0000 0.3220
-8.500 -0.3895 0.09699 0.08986 -0.0100 1.0000 0.3362
-8.250 -0.3871 0.09417 0.08711 -0.0091 1.0000 0.3521
-8.000 -0.3803 0.09125 0.08424 -0.0080 1.0000 0.3700
-7.750 -0.3726 0.08845 0.08149 -0.0067 1.0000 0.3897
-7.500 -0.3924 0.08726 0.08046 -0.0044 1.0000 0.4143
-7.250 -0.3561 0.08306 0.07621 -0.0030 1.0000 0.4399
-7.000 -0.3422 0.08053 0.07373 -0.0006 1.0000 0.4743
-6.750 -0.3430 0.07909 0.07239 0.0032 1.0000 0.5145
-5.250 -0.6107 0.05723 0.05004 0.0076 1.0000 0.2118
-5.000 -0.6164 0.05316 0.04528 0.0112 1.0000 0.1790
-4.750 -0.6085 0.05018 0.04235 0.0133 1.0000 0.1742
-4.500 -0.6122 0.04784 0.03921 0.0179 1.0000 0.1624
-4.250 -0.6045 0.04559 0.03685 0.0203 1.0000 0.1609
-4.000 -0.5969 0.04361 0.03463 0.0230 1.0000 0.1596
-3.750 -0.5876 0.04175 0.03250 0.0256 1.0000 0.1580
-3.500 -0.5764 0.03997 0.03038 0.0280 1.0000 0.1560
-3.250 -0.5634 0.03834 0.02840 0.0302 1.0000 0.1542
-3.000 -0.5486 0.03685 0.02656 0.0322 1.0000 0.1536
-2.750 -0.5323 0.03555 0.02495 0.0339 1.0000 0.1539
-2.500 -0.5131 0.03447 0.02360 0.0349 0.9993 0.1571
-2.250 -0.4677 0.03347 0.02215 0.0314 0.9892 0.1635
-2.000 -0.1301 0.02732 0.01949 -0.0199 1.0000 1.0000
-1.750 -0.0955 0.02773 0.01940 -0.0229 0.9921 1.0000
-1.500 -0.0439 0.02813 0.01937 -0.0289 0.9785 1.0000
-1.250 0.0040 0.02852 0.01943 -0.0341 0.9652 1.0000
-1.000 0.0514 0.02891 0.01956 -0.0391 0.9522 1.0000
-0.750 0.1007 0.02928 0.01970 -0.0443 0.9396 1.0000
-0.500 0.1368 0.02965 0.01990 -0.0470 0.9261 1.0000
-0.250 0.1718 0.03006 0.02018 -0.0494 0.9128 1.0000
0.000 0.2077 0.03049 0.02049 -0.0519 0.9003 1.0000
0.250 0.2526 0.03084 0.02073 -0.0557 0.8886 1.0000
0.500 0.2907 0.03123 0.02104 -0.0583 0.8764 1.0000
0.750 0.3131 0.03183 0.02158 -0.0582 0.8631 1.0000
1.000 0.3400 0.03241 0.02212 -0.0588 0.8509 1.0000
1.250 0.3867 0.03268 0.02235 -0.0624 0.8401 1.0000
1.500 0.4076 0.03334 0.02298 -0.0618 0.8274 1.0000
1.750 0.4181 0.03425 0.02388 -0.0596 0.8145 1.0000
2.000 0.4404 0.03496 0.02458 -0.0592 0.8026 1.0000
2.250 0.4826 0.03518 0.02482 -0.0614 0.7922 1.0000
2.500 0.4824 0.03644 0.02606 -0.0577 0.7788 1.0000
2.750 0.4912 0.03753 0.02715 -0.0553 0.7667 1.0000
3.000 0.5220 0.03804 0.02770 -0.0557 0.7555 1.0000
3.250 0.5415 0.03881 0.02850 -0.0546 0.7434 1.0000
3.500 0.5414 0.04023 0.02992 -0.0510 0.7303 1.0000
3.750 0.5534 0.04130 0.03101 -0.0489 0.7179 1.0000
4.000 0.5912 0.04149 0.03129 -0.0497 0.7065 1.0000
4.250 0.6024 0.04255 0.03238 -0.0474 0.6933 1.0000
4.500 0.6005 0.04417 0.03401 -0.0438 0.6797 1.0000
4.750 0.6082 0.04547 0.03534 -0.0413 0.6667 1.0000
5.000 0.6332 0.04608 0.03604 -0.0404 0.6542 1.0000
5.250 0.6753 0.04575 0.03585 -0.0407 0.6418 1.0000
5.500 0.6671 0.04786 0.03797 -0.0368 0.6276 1.0000
5.750 0.6634 0.04976 0.03989 -0.0334 0.6135 1.0000
6.000 0.6648 0.05142 0.04158 -0.0303 0.6003 1.0000
6.250 0.6838 0.05235 0.04262 -0.0288 0.5871 1.0000
6.500 0.7226 0.05213 0.04258 -0.0285 0.5737 1.0000
6.750 0.7445 0.05269 0.04326 -0.0269 0.5602 1.0000
7.000 0.7162 0.05617 0.04668 -0.0222 0.5462 1.0000
7.250 0.7037 0.05886 0.04936 -0.0188 0.5327 1.0000
7.500 0.7065 0.06083 0.05141 -0.0166 0.5194 1.0000
7.750 0.7201 0.06207 0.05276 -0.0147 0.5052 1.0000
8.000 0.7364 0.06295 0.05375 -0.0127 0.4898 1.0000
8.250 0.9219 0.04684 0.03842 -0.0128 0.4533 1.0000
8.500 1.0222 0.03754 0.02913 -0.0123 0.4128 1.0000
8.750 1.0419 0.03596 0.02753 -0.0085 0.3774 1.0000
9.000 1.0581 0.03469 0.02598 -0.0042 0.3335 1.0000
9.250 1.0604 0.03501 0.02590 0.0008 0.2881 1.0000
9.500 1.0566 0.03642 0.02701 0.0058 0.2500 1.0000
9.750 1.0588 0.03811 0.02839 0.0097 0.2196 1.0000
10.000 1.0689 0.04000 0.02998 0.0123 0.1959 1.0000
10.250 1.0785 0.04210 0.03205 0.0148 0.1787 1.0000
10.500 1.0934 0.04429 0.03420 0.0165 0.1651 1.0000
10.750 1.1137 0.04652 0.03631 0.0174 0.1536 1.0000
11.000 1.1129 0.04910 0.03928 0.0206 0.1477 1.0000
11.250 1.1340 0.05164 0.04173 0.0212 0.1394 1.0000
11.500 1.1240 0.05448 0.04498 0.0250 0.1366 1.0000
11.750 1.1146 0.05745 0.04824 0.0284 0.1340 1.0000
12.000 1.1045 0.06038 0.05137 0.0318 0.1317 1.0000
12.250 1.1305 0.06373 0.05462 0.0314 0.1262 1.0000
12.500 1.1063 0.06689 0.05804 0.0354 0.1259 1.0000
12.750 1.0797 0.07059 0.06196 0.0382 0.1258 1.0000
13.000 1.0539 0.07501 0.06657 0.0396 0.1260 1.0000
13.250 1.0253 0.08023 0.07196 0.0398 0.1264 1.0000
13.500 0.8046 0.11691 0.10880 0.0181 0.1540 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M6 (nacam6-il)