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

NN7 MK20 (nn7mk20-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NN7 MK20 (nn7mk20-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 20.99 at α=12.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-nn7mk20-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-nn7mk20-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NN7 MK20                                        
  
 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  -0.3709   0.11776   0.11214  -0.0194   1.0000   0.3431
  -8.750  -0.5231   0.09625   0.09096  -0.0401   1.0000   0.1583
  -8.500  -0.5704   0.09074   0.08557  -0.0408   1.0000   0.1485
  -8.250  -0.6279   0.08735   0.08224  -0.0401   1.0000   0.1474
  -8.000  -0.6385   0.08312   0.07797  -0.0394   1.0000   0.1389
  -7.750  -0.6866   0.07732   0.07193  -0.0406   1.0000   0.1336
  -7.500  -0.6986   0.07277   0.06712  -0.0404   1.0000   0.1270
  -7.250  -0.7080   0.06769   0.06172  -0.0406   1.0000   0.1214
  -7.000  -0.7139   0.06253   0.05574  -0.0414   1.0000   0.1144
  -6.750  -0.7053   0.05870   0.05165  -0.0410   1.0000   0.1126
  -6.500  -0.6952   0.05517   0.04766  -0.0410   1.0000   0.1124
  -6.250  -0.6815   0.05202   0.04401  -0.0409   1.0000   0.1130
  -6.000  -0.6650   0.04920   0.04069  -0.0406   1.0000   0.1140
  -5.750  -0.6462   0.04666   0.03766  -0.0402   1.0000   0.1147
  -5.500  -0.6272   0.04416   0.03483  -0.0396   1.0000   0.1179
  -5.250  -0.6087   0.04239   0.03305  -0.0388   1.0000   0.1237
  -5.000  -0.5881   0.04085   0.03116  -0.0378   1.0000   0.1287
  -4.750  -0.5691   0.03935   0.02966  -0.0365   1.0000   0.1359
  -4.500  -0.5496   0.03838   0.02852  -0.0350   1.0000   0.1459
  -4.250  -0.5331   0.03744   0.02780  -0.0325   1.0000   0.1562
  -4.000  -0.5167   0.03665   0.02707  -0.0305   1.0000   0.1731
  -3.750  -0.5007   0.03562   0.02635  -0.0289   1.0000   0.1971
  -3.500  -0.4817   0.03318   0.02506  -0.0292   1.0000   0.2886
  -3.250  -0.4943   0.03647   0.03022  -0.0151   1.0000   0.6129
  -3.000  -0.4975   0.03937   0.03299  -0.0049   1.0000   0.6619
  -2.750  -0.4978   0.04098   0.03445   0.0031   1.0000   0.6978
  -2.500  -0.4967   0.04185   0.03516   0.0099   1.0000   0.7314
  -2.250  -0.5022   0.04219   0.03546   0.0188   1.0000   0.7653
  -2.000  -0.5077   0.04205   0.03522   0.0269   1.0000   0.8033
  -1.750  -0.5122   0.04148   0.03458   0.0350   1.0000   0.8381
  -1.500  -0.5080   0.04096   0.03393   0.0407   1.0000   0.8713
  -1.250  -0.4843   0.04104   0.03379   0.0420   1.0000   0.9024
  -1.000  -0.4401   0.04179   0.03423   0.0382   1.0000   0.9253
  -0.750  -0.3962   0.04251   0.03466   0.0330   1.0000   0.9391
  -0.500  -0.3447   0.04351   0.03537   0.0260   1.0000   0.9485
  -0.250  -0.3058   0.04421   0.03583   0.0210   1.0000   0.9567
   0.000  -0.2675   0.04499   0.03642   0.0160   1.0000   0.9648
   0.250  -0.2325   0.04573   0.03700   0.0115   1.0000   0.9721
   0.500  -0.2000   0.04650   0.03760   0.0074   1.0000   0.9797
   0.750  -0.1677   0.04729   0.03827   0.0033   1.0000   0.9871
   1.000  -0.1388   0.04815   0.03902  -0.0003   1.0000   0.9955
   1.250  -0.1247   0.04856   0.03934  -0.0011   1.0000   1.0000
   1.500  -0.1246   0.04826   0.03899   0.0009   1.0000   1.0000
   1.750  -0.1246   0.04793   0.03861   0.0029   1.0000   1.0000
   2.000  -0.1242   0.04759   0.03824   0.0048   1.0000   1.0000
   2.250  -0.1211   0.04738   0.03798   0.0062   0.9995   1.0000
   2.500  -0.0953   0.04866   0.03918   0.0031   0.9901   1.0000
   2.750  -0.0697   0.05013   0.04054   0.0003   0.9800   1.0000
   3.000  -0.0379   0.05223   0.04255  -0.0037   0.9692   1.0000
   3.250  -0.0124   0.05335   0.04361  -0.0063   0.9567   1.0000
   3.750   0.0365   0.05598   0.04613  -0.0110   0.9341   1.0000
   4.000   0.0734   0.05877   0.04884  -0.0156   0.9250   1.0000
   4.250   0.0974   0.05993   0.04998  -0.0178   0.9122   1.0000
   4.500   0.1192   0.06119   0.05122  -0.0195   0.9001   1.0000
   4.750   0.1438   0.06293   0.05294  -0.0219   0.8896   1.0000
   5.000   0.1827   0.06610   0.05608  -0.0265   0.8800   1.0000
   5.250   0.2038   0.06731   0.05730  -0.0281   0.8667   1.0000
   5.500   0.2232   0.06869   0.05869  -0.0295   0.8542   1.0000
   5.750   0.2451   0.07050   0.06052  -0.0314   0.8427   1.0000
   6.000   0.2733   0.07297   0.06300  -0.0342   0.8322   1.0000
   6.250   0.3089   0.07600   0.06606  -0.0380   0.8199   1.0000
   6.500   0.3255   0.07734   0.06743  -0.0390   0.8062   1.0000
   6.750   0.3426   0.07902   0.06916  -0.0401   0.7930   1.0000
   7.000   0.3615   0.08103   0.07122  -0.0415   0.7802   1.0000
   7.250   0.3825   0.08332   0.07356  -0.0433   0.7678   1.0000
   7.500   0.4081   0.08606   0.07638  -0.0456   0.7560   1.0000
   7.750   0.4375   0.08905   0.07944  -0.0483   0.7427   1.0000
   8.000   0.4643   0.09185   0.08231  -0.0506   0.7282   1.0000
   8.250   0.4801   0.09385   0.08439  -0.0516   0.7137   1.0000
   8.500   0.4943   0.09591   0.08654  -0.0524   0.6994   1.0000
   8.750   0.5108   0.09825   0.08897  -0.0536   0.6848   1.0000
   9.000   0.5262   0.10064   0.09144  -0.0546   0.6704   1.0000
   9.250   0.5430   0.10317   0.09406  -0.0558   0.6557   1.0000
   9.500   0.5562   0.10568   0.09666  -0.0568   0.6418   1.0000
   9.750   0.5737   0.10833   0.09943  -0.0580   0.6266   1.0000
  10.000   0.5871   0.11099   0.10218  -0.0590   0.6126   1.0000
  10.250   0.6230   0.11423   0.10554  -0.0610   0.5930   1.0000
  10.500   0.6351   0.11675   0.10816  -0.0617   0.5778   1.0000
  10.750   0.7187   0.10904   0.10063  -0.0575   0.4845   1.0000
  11.000   0.7358   0.11087   0.10258  -0.0578   0.4674   1.0000
  11.250   0.7631   0.11190   0.10378  -0.0579   0.4490   1.0000
  11.500   0.8058   0.11123   0.10330  -0.0574   0.4293   1.0000
  11.750   0.8092   0.11381   0.10598  -0.0574   0.4121   1.0000
  12.000   0.8200   0.11574   0.10803  -0.0573   0.3941   1.0000
  12.250   0.8501   0.11520   0.10770  -0.0562   0.3742   1.0000
  12.500   0.8894   0.11297   0.10568  -0.0543   0.3542   1.0000
  12.750   1.2455   0.05934   0.05279  -0.0367   0.2953   1.0000
  13.000   1.0625   0.08869   0.08221  -0.0423   0.3110   1.0000
  13.250   0.9082   0.12052   0.11354  -0.0541   0.3034   1.0000
  13.750   1.3147   0.06550   0.05855  -0.0318   0.2062   1.0000
  14.250   1.3344   0.07098   0.06407  -0.0301   0.1794   1.0000
  14.500   1.3062   0.07635   0.06979  -0.0292   0.1766   1.0000
  14.750   1.3120   0.07920   0.07263  -0.0285   0.1646   1.0000
  15.000   1.2796   0.08552   0.07927  -0.0286   0.1634   1.0000
  15.250   1.2424   0.09316   0.08719  -0.0298   0.1638   1.0000
  15.500   1.2018   0.10226   0.09650  -0.0322   0.1654   1.0000
  16.000   1.2580   0.10006   0.09388  -0.0286   0.1254   1.0000
  16.250   0.8383   0.19588   0.18918  -0.0891   0.3143   1.0000
  16.500   0.8534   0.20144   0.19484  -0.0906   0.3111   1.0000
<< Back to NN7 MK20 (nn7mk20-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NN7 MK20 (nn7mk20-il)