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

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
<< Back to NACA M26 AIRFOIL (m26-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA M26 AIRFOIL (m26-il)