NACA M8 AIRFOIL (m8-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M8 AIRFOIL (m8-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 62.05 at α=7.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m8-il-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-m8-il-200000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA M8 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.250 -0.1561 0.09461 0.09015 -0.0153 0.6308 0.0297
-8.000 -0.1526 0.09146 0.08699 -0.0169 0.6251 0.0303
-7.750 -0.1465 0.08866 0.08419 -0.0180 0.6191 0.0302
-7.500 -0.1418 0.08583 0.08137 -0.0190 0.6129 0.0301
-7.250 -0.1388 0.08317 0.07869 -0.0199 0.6076 0.0301
-7.000 -0.1327 0.08015 0.07566 -0.0219 0.6024 0.0302
-6.750 -0.1225 0.07745 0.07296 -0.0239 0.5962 0.0314
-6.500 -0.1072 0.07587 0.07134 -0.0246 0.5900 0.0328
-6.250 -0.0947 0.07297 0.06840 -0.0271 0.5847 0.0335
-6.000 -0.0810 0.06965 0.06506 -0.0301 0.5790 0.0338
-5.750 -0.0654 0.06616 0.06149 -0.0335 0.5736 0.0340
-5.500 -0.0474 0.06103 0.05624 -0.0395 0.5694 0.0355
-5.250 -0.0265 0.05763 0.05279 -0.0429 0.5638 0.0365
-5.000 -0.0045 0.05539 0.05048 -0.0448 0.5579 0.0371
-4.750 0.0191 0.05240 0.04738 -0.0476 0.5527 0.0377
-4.250 0.0827 0.02711 0.02072 -0.0704 0.5473 0.0426
-4.000 0.1102 0.02504 0.01841 -0.0713 0.5416 0.0438
-3.750 0.1379 0.02193 0.01478 -0.0726 0.5364 0.0449
-3.500 0.1650 0.02038 0.01282 -0.0727 0.5315 0.0461
-3.250 0.1926 0.01928 0.01146 -0.0726 0.5260 0.0473
-3.000 0.2203 0.01847 0.01037 -0.0724 0.5202 0.0487
-2.750 0.2474 0.01802 0.00985 -0.0720 0.5148 0.0502
-2.500 0.2750 0.01769 0.00944 -0.0717 0.5095 0.0517
-2.250 0.3028 0.01731 0.00899 -0.0713 0.5035 0.0533
-2.000 0.3305 0.01700 0.00856 -0.0709 0.4977 0.0551
-1.750 0.3582 0.01680 0.00822 -0.0705 0.4926 0.0570
-1.500 0.3860 0.01670 0.00818 -0.0701 0.4863 0.0596
-1.250 0.4139 0.01659 0.00802 -0.0698 0.4800 0.0631
-1.000 0.4416 0.01653 0.00784 -0.0693 0.4733 0.0667
-0.750 0.4695 0.01647 0.00781 -0.0690 0.4646 0.0708
-0.500 0.4972 0.01640 0.00761 -0.0686 0.4569 0.0761
-0.250 0.5252 0.01631 0.00754 -0.0684 0.4487 0.0830
0.000 0.5530 0.01622 0.00739 -0.0680 0.4416 0.0910
0.250 0.5808 0.01616 0.00731 -0.0678 0.4347 0.1015
0.500 0.6082 0.01651 0.00783 -0.0673 0.4272 0.1158
0.750 0.6345 0.01747 0.00902 -0.0667 0.4204 0.1300
1.250 0.6913 0.01768 0.00879 -0.0661 0.4063 0.1794
1.500 0.7187 0.01790 0.00891 -0.0658 0.4000 0.1864
1.750 0.7453 0.01806 0.00908 -0.0654 0.3929 0.1914
2.000 0.7720 0.01817 0.00906 -0.0651 0.3863 0.1965
2.250 0.7988 0.01822 0.00911 -0.0648 0.3800 0.2004
2.750 0.8517 0.01833 0.00907 -0.0641 0.3699 0.2075
3.000 0.8784 0.01839 0.00912 -0.0638 0.3652 0.2114
3.250 0.9052 0.01859 0.00922 -0.0635 0.3601 0.2150
3.500 0.9307 0.01850 0.00916 -0.0632 0.3549 0.2186
3.750 0.9566 0.01860 0.00921 -0.0629 0.3500 0.2211
4.000 0.9831 0.01864 0.00926 -0.0626 0.3447 0.2213
4.250 1.0090 0.01872 0.00930 -0.0622 0.3393 0.2206
4.500 1.0345 0.01885 0.00937 -0.0618 0.3344 0.2200
4.750 1.0603 0.01895 0.00947 -0.0615 0.3298 0.2194
5.000 1.0860 0.01906 0.00959 -0.0612 0.3246 0.2188
5.250 1.1111 0.01921 0.00973 -0.0608 0.3192 0.2186
5.500 1.1354 0.01943 0.00988 -0.0603 0.3142 0.2186
5.750 1.1608 0.01954 0.01007 -0.0599 0.3087 0.2186
6.000 1.1852 0.01972 0.01028 -0.0595 0.3024 0.2183
6.250 1.2084 0.01999 0.01049 -0.0589 0.2964 0.2178
6.500 1.2328 0.02015 0.01073 -0.0585 0.2892 0.2174
6.750 1.2557 0.02041 0.01100 -0.0578 0.2816 0.2170
7.000 1.2786 0.02067 0.01128 -0.0573 0.2740 0.2167
7.250 1.3004 0.02097 0.01159 -0.0566 0.2659 0.2165
7.500 1.3217 0.02130 0.01194 -0.0558 0.2587 0.2163
7.750 1.3419 0.02168 0.01233 -0.0550 0.2515 0.2162
8.000 1.3609 0.02212 0.01277 -0.0540 0.2458 0.2161
8.250 1.3794 0.02258 0.01325 -0.0530 0.2405 0.2161
8.500 1.3959 0.02312 0.01379 -0.0518 0.2360 0.2160
8.750 1.4106 0.02372 0.01441 -0.0504 0.2324 0.2160
9.000 1.4259 0.02427 0.01502 -0.0490 0.2292 0.2161
9.250 1.4370 0.02488 0.01569 -0.0471 0.2263 0.2162
9.500 1.4464 0.02565 0.01650 -0.0452 0.2237 0.2161
9.750 1.4557 0.02654 0.01744 -0.0436 0.2212 0.2163
10.000 1.4656 0.02755 0.01846 -0.0423 0.2189 0.2164
10.250 1.4763 0.02859 0.01951 -0.0412 0.2168 0.2166
10.500 1.4892 0.02954 0.02056 -0.0404 0.2148 0.2170
10.750 1.5014 0.03055 0.02168 -0.0396 0.2127 0.2176
11.000 1.5129 0.03164 0.02287 -0.0388 0.2107 0.2180
11.250 1.5237 0.03279 0.02409 -0.0380 0.2088 0.2186
11.500 1.5345 0.03396 0.02533 -0.0373 0.2072 0.2194
11.750 1.5451 0.03517 0.02659 -0.0365 0.2056 0.2198
12.000 1.5562 0.03636 0.02781 -0.0358 0.2040 0.2202
12.250 1.5681 0.03750 0.02899 -0.0351 0.2026 0.2206
12.500 1.5824 0.03847 0.02996 -0.0344 0.2010 0.2210
12.750 1.5942 0.03967 0.03125 -0.0338 0.2000 0.2212
13.000 1.6019 0.04122 0.03294 -0.0333 0.1986 0.2216
13.250 1.6083 0.04290 0.03476 -0.0329 0.1969 0.2218
13.500 1.6133 0.04475 0.03674 -0.0325 0.1949 0.2223
13.750 1.6174 0.04671 0.03881 -0.0323 0.1926 0.2226
14.000 1.6204 0.04879 0.04097 -0.0321 0.1901 0.2229
14.250 1.6251 0.05072 0.04294 -0.0319 0.1874 0.2234
14.500 1.6340 0.05222 0.04442 -0.0316 0.1848 0.2238
14.750 1.6353 0.05463 0.04697 -0.0316 0.1829 0.2243
15.000 1.6324 0.05762 0.05015 -0.0320 0.1809 0.2247
15.250 1.6307 0.06059 0.05327 -0.0324 0.1788 0.2252
15.500 1.6275 0.06382 0.05663 -0.0331 0.1760 0.2256
15.750 1.6268 0.06680 0.05972 -0.0337 0.1738 0.2260
16.000 1.6276 0.06960 0.06256 -0.0342 0.1711 0.2264
16.250 1.6322 0.07183 0.06478 -0.0345 0.1682 0.2269
16.500 1.6220 0.07643 0.06960 -0.0360 0.1661 0.2272
16.750 1.6115 0.08116 0.07454 -0.0375 0.1635 0.2277
17.000 1.5999 0.08615 0.07968 -0.0393 0.1603 0.2284
17.250 1.5932 0.09046 0.08410 -0.0408 0.1575 0.2289
17.500 1.5942 0.09350 0.08712 -0.0418 0.1539 0.2303
17.750 1.5725 0.10049 0.09434 -0.0446 0.1509 0.2306
18.000 1.5512 0.10755 0.10161 -0.0475 0.1478 0.2304
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M8 AIRFOIL (m8-il)