NACA M20 AIRFOIL (m20-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M20 AIRFOIL (m20-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 10.42 at α=2.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m20-il-50000.txt Download as CSV file: xf-m20-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA M20 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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.3504 0.12618 0.12018 -0.0058 1.0000 0.0891
-9.250 -0.3495 0.12558 0.11968 -0.0095 1.0000 0.0909
-9.000 -0.3523 0.12588 0.12010 -0.0143 1.0000 0.0915
-8.750 -0.3289 0.11654 0.11076 -0.0122 1.0000 0.0947
-8.500 -0.3180 0.11270 0.10697 -0.0136 1.0000 0.0981
-8.250 -0.3102 0.10983 0.10415 -0.0162 1.0000 0.1015
-8.000 -0.3064 0.10815 0.10258 -0.0201 1.0000 0.1043
-7.750 -0.3080 0.10810 0.10267 -0.0259 1.0000 0.1056
-7.500 -0.3160 0.10894 0.10362 -0.0293 1.0000 0.1060
-7.250 -0.3075 0.10167 0.09645 -0.0243 1.0000 0.1085
-7.000 -0.3285 0.10178 0.09668 -0.0205 1.0000 0.1089
-6.750 -0.3450 0.10125 0.09625 -0.0174 1.0000 0.1098
-6.500 -0.3583 0.10039 0.09547 -0.0149 1.0000 0.1110
-6.250 -0.3644 0.09896 0.09408 -0.0142 0.9988 0.1133
-6.000 -0.3250 0.09897 0.09384 -0.0315 0.9841 0.1205
-5.750 -0.3058 0.09040 0.08538 -0.0291 0.9775 0.1265
-5.500 -0.2683 0.08916 0.08391 -0.0419 0.9647 0.1353
-5.250 -0.2437 0.08236 0.07713 -0.0426 0.9574 0.1420
-5.000 -0.2120 0.07989 0.07449 -0.0507 0.9457 0.1509
-4.750 -0.1811 0.07646 0.07093 -0.0556 0.9362 0.1628
-4.500 -0.1503 0.07206 0.06647 -0.0597 0.9278 0.1751
-4.250 -0.1271 0.06913 0.06345 -0.0626 0.9173 0.1884
-4.000 -0.0933 0.06752 0.06159 -0.0686 0.9074 0.2082
-3.750 -0.0697 0.06372 0.05775 -0.0703 0.8986 0.2243
-3.500 -0.0543 0.06122 0.05521 -0.0705 0.8885 0.2413
-3.250 -0.0271 0.05839 0.05227 -0.0727 0.8804 0.2708
-3.000 -0.0151 0.05633 0.05019 -0.0720 0.8705 0.3014
-2.750 -0.0064 0.05407 0.04794 -0.0702 0.8617 0.3493
-2.500 0.0010 0.05093 0.04488 -0.0671 0.8540 0.4196
-2.250 0.0040 0.04889 0.04289 -0.0637 0.8451 0.4658
-2.000 0.0235 0.04621 0.04020 -0.0626 0.8382 0.5156
-1.750 0.0312 0.04482 0.03881 -0.0606 0.8293 0.5429
-1.500 0.0628 0.04261 0.03649 -0.0619 0.8227 0.5761
-1.250 0.0767 0.04189 0.03568 -0.0617 0.8137 0.5893
-1.000 0.1255 0.04067 0.03413 -0.0669 0.8072 0.5961
-0.750 0.1453 0.04064 0.03395 -0.0682 0.7981 0.5896
-0.500 0.2090 0.04183 0.03442 -0.0771 0.7904 0.5189
-0.250 0.2555 0.04419 0.03609 -0.0825 0.7816 0.4108
0.000 0.3025 0.04591 0.03711 -0.0857 0.7743 0.3072
0.250 0.3316 0.04684 0.03757 -0.0862 0.7669 0.2497
0.500 0.3700 0.04664 0.03694 -0.0873 0.7611 0.2124
0.750 0.3792 0.04755 0.03768 -0.0861 0.7542 0.1998
1.000 0.4173 0.04731 0.03709 -0.0871 0.7485 0.1874
1.250 0.4233 0.04843 0.03810 -0.0857 0.7426 0.1860
1.500 0.4413 0.04915 0.03863 -0.0851 0.7371 0.1849
1.750 0.4851 0.04925 0.03833 -0.0871 0.7315 0.1810
2.000 0.4801 0.05100 0.03999 -0.0845 0.7269 0.1802
2.250 0.4982 0.05200 0.04085 -0.0843 0.7225 0.1805
2.500 0.5423 0.05205 0.04078 -0.0861 0.7170 0.1861
2.750 0.5361 0.05400 0.04270 -0.0837 0.7141 0.1882
3.000 0.5416 0.05560 0.04426 -0.0825 0.7119 0.1951
3.250 0.5496 0.05716 0.04580 -0.0816 0.7105 0.2073
3.500 0.5586 0.05869 0.04736 -0.0809 0.7095 0.2225
3.750 0.5658 0.06038 0.04913 -0.0803 0.7109 0.2407
4.000 0.5775 0.06196 0.05094 -0.0804 0.7140 0.2914
4.250 0.6008 0.06281 0.05253 -0.0812 0.7164 1.0000
5.250 0.5384 0.07318 0.06291 -0.0759 0.8254 1.0000
5.500 0.5534 0.07503 0.06458 -0.0755 0.8125 1.0000
5.750 0.5697 0.07706 0.06648 -0.0754 0.8003 1.0000
6.000 0.5945 0.07978 0.06911 -0.0767 0.7906 1.0000
6.250 0.6186 0.08229 0.07157 -0.0776 0.7780 1.0000
6.500 0.6283 0.08390 0.07316 -0.0766 0.7644 1.0000
6.750 0.6380 0.08572 0.07497 -0.0757 0.7514 1.0000
7.000 0.6501 0.08781 0.07705 -0.0752 0.7389 1.0000
7.250 0.6652 0.09018 0.07943 -0.0752 0.7270 1.0000
7.500 0.6899 0.09325 0.08254 -0.0763 0.7160 1.0000
7.750 0.7129 0.09607 0.08541 -0.0771 0.7025 1.0000
8.250 0.7244 0.09974 0.08917 -0.0749 0.6754 1.0000
8.500 0.7315 0.10202 0.09150 -0.0742 0.6633 1.0000
8.750 0.7436 0.10473 0.09428 -0.0741 0.6523 1.0000
9.000 0.7764 0.10879 0.09848 -0.0760 0.6422 1.0000
9.250 0.7720 0.11023 0.09997 -0.0743 0.6295 1.0000
9.500 0.7742 0.11251 0.10233 -0.0735 0.6182 1.0000
9.750 0.7882 0.11573 0.10564 -0.0738 0.6095 1.0000
10.000 0.8045 0.11871 0.10875 -0.0742 0.5989 1.0000
10.250 0.8001 0.12084 0.11094 -0.0732 0.5897 1.0000
10.500 0.8312 0.12539 0.11570 -0.0749 0.5827 1.0000
10.750 0.8202 0.12659 0.11694 -0.0734 0.5719 1.0000
11.000 0.8325 0.13008 0.12056 -0.0738 0.5656 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M20 AIRFOIL (m20-il)