NACA M26 AIRFOIL (m26-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M26 AIRFOIL (m26-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 16.62 at α=12° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m26-il-100000.txt Download as CSV file: xf-m26-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA M26 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.2067 0.13342 0.12920 -0.0048 0.7243 0.0301
-10.750 -0.2019 0.13088 0.12662 -0.0057 0.7212 0.0308
-10.500 -0.1973 0.12858 0.12428 -0.0066 0.7185 0.0317
-8.000 -0.2326 0.11239 0.10795 -0.0108 0.6980 0.0340
-7.750 -0.2221 0.10833 0.10389 -0.0116 0.6951 0.0347
-7.500 -0.2139 0.10531 0.10086 -0.0130 0.6925 0.0355
-7.250 -0.2069 0.10272 0.09824 -0.0144 0.6901 0.0362
-7.000 -0.1958 0.09999 0.09548 -0.0168 0.6875 0.0372
-6.750 -0.1814 0.09723 0.09275 -0.0203 0.6842 0.0383
-6.500 -0.1663 0.09467 0.09018 -0.0237 0.6814 0.0398
-6.250 -0.1463 0.09327 0.08872 -0.0288 0.6790 0.0419
-6.000 -0.1130 0.09578 0.09103 -0.0388 0.6766 0.0429
-5.750 -0.0979 0.09159 0.08681 -0.0405 0.6748 0.0433
-5.500 -0.0930 0.08512 0.08039 -0.0383 0.6731 0.0442
-5.250 -0.0769 0.08137 0.07670 -0.0401 0.6701 0.0456
-5.000 -0.0575 0.07859 0.07388 -0.0427 0.6671 0.0473
-4.750 -0.0362 0.07614 0.07137 -0.0455 0.6644 0.0495
-4.500 -0.0104 0.07430 0.06942 -0.0488 0.6623 0.0527
-4.250 0.0371 0.07617 0.07092 -0.0562 0.6602 0.0553
-4.000 0.0417 0.07028 0.06511 -0.0547 0.6589 0.0565
-3.750 0.0603 0.06725 0.06212 -0.0566 0.6562 0.0585
-3.500 0.0847 0.06527 0.06009 -0.0594 0.6530 0.0615
-3.250 0.1135 0.06394 0.05864 -0.0623 0.6502 0.0656
-3.000 0.1561 0.06469 0.05906 -0.0666 0.6479 0.0689
-2.750 0.1655 0.06039 0.05484 -0.0661 0.6462 0.0710
-2.500 0.1854 0.05831 0.05266 -0.0662 0.6445 0.0748
-2.250 0.2181 0.05835 0.05252 -0.0693 0.6414 0.0808
-2.000 0.2496 0.05829 0.05230 -0.0728 0.6381 0.0833
-1.750 0.2649 0.05603 0.05009 -0.0737 0.6355 0.0857
-1.500 0.2871 0.05487 0.04883 -0.0743 0.6328 0.0907
-1.250 0.3178 0.05438 0.04805 -0.0747 0.6305 0.0977
-1.000 0.3365 0.05222 0.04581 -0.0737 0.6288 0.1030
-0.750 0.3634 0.05566 0.04908 -0.0781 0.6236 0.1106
-0.500 0.3748 0.05410 0.04760 -0.0789 0.6201 0.1132
-0.250 0.4056 0.05531 0.04848 -0.0790 0.6171 0.1243
0.000 0.4239 0.05200 0.04520 -0.0779 0.6149 0.1285
0.250 0.4381 0.05523 0.04827 -0.0798 0.6098 0.1385
0.500 0.4429 0.05523 0.04836 -0.0805 0.6053 0.1413
0.750 0.4678 0.05468 0.04766 -0.0801 0.6020 0.1547
1.000 0.5014 0.05337 0.04611 -0.0790 0.5997 0.1815
1.250 0.4852 0.05726 0.05012 -0.0801 0.5931 0.1819
1.500 0.4974 0.05750 0.05032 -0.0799 0.5888 0.1975
1.750 0.5329 0.05580 0.04847 -0.0795 0.5856 0.2398
2.000 0.5725 0.05288 0.04541 -0.0782 0.5837 0.3112
2.250 0.4142 0.07226 0.06538 -0.0783 0.6340 0.1830
2.500 0.4630 0.07180 0.06477 -0.0805 0.6293 0.2259
2.750 0.4493 0.07283 0.06582 -0.0781 0.6196 0.2293
3.000 0.4879 0.07234 0.06524 -0.0796 0.6151 0.2989
3.250 0.4836 0.07324 0.06614 -0.0779 0.6050 0.3159
3.500 0.5305 0.07277 0.06555 -0.0794 0.5998 0.3646
3.750 0.5204 0.07455 0.06729 -0.0774 0.5902 0.3689
4.000 0.5610 0.07480 0.06745 -0.0784 0.5854 0.3781
4.250 0.6553 0.06847 0.06017 -0.0729 0.5320 0.1599
4.500 0.6873 0.06853 0.05989 -0.0720 0.5271 0.1231
4.750 0.7487 0.06592 0.05703 -0.0719 0.5242 0.1108
5.000 0.6993 0.07239 0.06373 -0.0710 0.5163 0.1149
5.250 0.7405 0.07174 0.06284 -0.0707 0.5112 0.1098
5.500 0.7396 0.07431 0.06541 -0.0700 0.5041 0.1097
5.750 0.7407 0.07703 0.06812 -0.0696 0.5003 0.1099
6.000 0.7788 0.07610 0.06714 -0.0688 0.4958 0.1155
6.250 0.7702 0.07939 0.07045 -0.0681 0.4893 0.1182
6.500 0.7748 0.08161 0.07266 -0.0675 0.4844 0.1254
6.750 0.8227 0.07990 0.07086 -0.0666 0.4801 0.1571
7.000 0.7809 0.09221 0.08334 -0.0703 0.5086 0.1384
7.250 0.7697 0.09583 0.08700 -0.0700 0.5081 0.1410
7.500 0.7451 0.09852 0.08972 -0.0687 0.5003 0.1385
7.750 0.7718 0.09979 0.09099 -0.0686 0.4962 0.1812
8.000 0.8209 0.10089 0.09312 -0.0707 0.4936 1.0000
8.250 0.7822 0.10388 0.09621 -0.0692 0.4857 1.0000
8.500 0.8008 0.10580 0.09806 -0.0690 0.4820 1.0000
8.750 0.8334 0.10789 0.10012 -0.0693 0.4797 1.0000
9.000 0.8303 0.11127 0.10352 -0.0691 0.4781 1.0000
9.250 0.8155 0.11323 0.10551 -0.0681 0.4692 1.0000
9.500 0.8393 0.11527 0.10755 -0.0681 0.4661 1.0000
9.750 0.8712 0.11800 0.11030 -0.0685 0.4646 1.0000
10.000 0.8342 0.12115 0.11349 -0.0678 0.4597 1.0000
10.250 0.8453 0.12315 0.11552 -0.0676 0.4541 1.0000
10.500 0.8697 0.12539 0.11784 -0.0677 0.4513 1.0000
10.750 0.9004 0.12855 0.12107 -0.0682 0.4500 1.0000
11.000 0.8618 0.13113 0.12368 -0.0678 0.4440 1.0000
11.250 0.8734 0.13336 0.12597 -0.0678 0.4398 1.0000
11.500 0.9026 0.13568 0.12837 -0.0676 0.4347 1.0000
11.750 0.9071 0.13613 0.12888 -0.0666 0.4191 1.0000
12.000 1.2191 0.07333 0.06438 -0.0431 0.0939 1.0000
12.250 1.2003 0.07872 0.06957 -0.0431 0.0693 1.0000
12.500 1.1902 0.08324 0.07405 -0.0431 0.0571 1.0000
12.750 1.1836 0.08738 0.07824 -0.0432 0.0520 1.0000
13.000 1.1773 0.09160 0.08251 -0.0434 0.0489 1.0000
13.250 1.1714 0.09587 0.08687 -0.0437 0.0472 1.0000
13.500 1.1673 0.09994 0.09110 -0.0441 0.0462 1.0000
13.750 1.1633 0.10402 0.09533 -0.0444 0.0453 1.0000
14.000 1.1597 0.10807 0.09952 -0.0449 0.0446 1.0000
14.250 1.1574 0.11189 0.10347 -0.0453 0.0439 1.0000
14.500 1.1574 0.11525 0.10693 -0.0455 0.0433 1.0000
14.750 1.1617 0.11765 0.10942 -0.0453 0.0426 1.0000
15.000 1.1751 0.11803 0.10985 -0.0440 0.0416 1.0000
15.250 1.2657 0.10231 0.09362 -0.0319 0.0382 1.0000
15.500 1.3115 0.09858 0.08994 -0.0270 0.0388 1.0000
15.750 1.3470 0.09751 0.08919 -0.0236 0.0403 1.0000
16.000 1.3886 0.09728 0.08937 -0.0196 0.0434 1.0000
16.250 1.4056 0.09996 0.09235 -0.0181 0.0447 1.0000
16.500 1.4151 0.10355 0.09620 -0.0173 0.0456 1.0000
16.750 1.1322 0.10261 0.09574 -0.0063 0.0420 1.0000
17.000 1.1467 0.10381 0.09725 -0.0047 0.0439 1.0000
17.250 1.1507 0.10627 0.09996 -0.0039 0.0454 1.0000
17.500 1.1517 0.10929 0.10319 -0.0036 0.0465 1.0000
17.750 1.1618 0.11250 0.10659 -0.0028 0.0476 1.0000
18.000 1.1370 0.11634 0.11067 -0.0046 0.0480 1.0000
18.250 1.1070 0.12133 0.11595 -0.0071 0.0488 1.0000
18.500 1.0688 0.12801 0.12292 -0.0108 0.0495 1.0000
18.750 1.0304 0.13557 0.13074 -0.0151 0.0500 1.0000
19.000 0.9941 0.14363 0.13901 -0.0198 0.0503 1.0000
19.250 0.9577 0.15248 0.14799 -0.0249 0.0504 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M26 AIRFOIL (m26-il)