NACA M26 AIRFOIL (m26-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M26 AIRFOIL (m26-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 41.42 at α=7.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m26-il-100000-n5.txt Download as CSV file: xf-m26-il-100000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.2726 0.12423 0.11898 0.0010 0.6186 0.0247
-8.500 -0.2658 0.12202 0.11675 -0.0018 0.6157 0.0248
-8.250 -0.2601 0.11989 0.11463 -0.0045 0.6131 0.0248
-8.000 -0.2514 0.11758 0.11229 -0.0075 0.6108 0.0248
-7.500 -0.2312 0.10611 0.10075 -0.0063 0.6068 0.0254
-7.250 -0.2211 0.10199 0.09665 -0.0070 0.6043 0.0258
-7.000 -0.2104 0.09864 0.09330 -0.0086 0.6019 0.0263
-6.750 -0.1989 0.09555 0.09020 -0.0106 0.5996 0.0270
-6.500 -0.1861 0.09262 0.08723 -0.0129 0.5973 0.0281
-6.250 -0.1717 0.08979 0.08435 -0.0155 0.5952 0.0296
-6.000 -0.1548 0.08711 0.08159 -0.0186 0.5933 0.0312
-5.750 -0.1317 0.08519 0.07955 -0.0233 0.5913 0.0326
-5.500 -0.1017 0.08414 0.07840 -0.0296 0.5886 0.0333
-5.250 -0.0733 0.08245 0.07658 -0.0345 0.5862 0.0335
-5.000 -0.0496 0.07930 0.07334 -0.0376 0.5841 0.0338
-4.750 -0.0481 0.07267 0.06680 -0.0353 0.5824 0.0349
-4.500 -0.0331 0.06921 0.06330 -0.0358 0.5807 0.0365
-4.250 -0.0116 0.06643 0.06041 -0.0377 0.5791 0.0382
-4.000 0.0126 0.06383 0.05768 -0.0399 0.5776 0.0403
-3.750 0.0423 0.06171 0.05540 -0.0429 0.5756 0.0436
-3.500 0.0919 0.06206 0.05541 -0.0487 0.5730 0.0459
-3.250 0.1015 0.05700 0.05043 -0.0483 0.5708 0.0470
-3.000 0.1216 0.05417 0.04754 -0.0490 0.5686 0.0490
-2.750 0.1471 0.05202 0.04526 -0.0502 0.5667 0.0519
-2.500 0.1974 0.05348 0.04620 -0.0538 0.5650 0.0579
-2.250 0.2107 0.04880 0.04156 -0.0538 0.5636 0.0592
-2.000 0.2317 0.04632 0.03899 -0.0541 0.5623 0.0615
-1.750 0.2590 0.04470 0.03726 -0.0551 0.5602 0.0651
-1.500 0.3044 0.04618 0.03829 -0.0571 0.5575 0.0706
-1.250 0.3225 0.04237 0.03453 -0.0577 0.5552 0.0721
-1.000 0.3442 0.04035 0.03249 -0.0580 0.5532 0.0765
-0.750 0.3826 0.04119 0.03291 -0.0588 0.5514 0.0844
-0.250 0.4304 0.03686 0.02838 -0.0594 0.5483 0.0878
0.750 0.5427 0.03352 0.02453 -0.0613 0.5390 0.1022
1.000 0.5701 0.03294 0.02380 -0.0615 0.5367 0.1153
1.250 0.5976 0.03206 0.02278 -0.0616 0.5348 0.1170
1.500 0.6346 0.03022 0.02027 -0.0606 0.5332 0.0571
1.750 0.6622 0.02942 0.01930 -0.0605 0.5317 0.0559
2.000 0.6891 0.02922 0.01910 -0.0612 0.5280 0.0548
2.250 0.7164 0.02890 0.01870 -0.0615 0.5247 0.0539
2.500 0.7443 0.02846 0.01813 -0.0616 0.5220 0.0534
2.750 0.7726 0.02797 0.01749 -0.0616 0.5197 0.0534
3.000 0.8015 0.02749 0.01686 -0.0616 0.5179 0.0539
3.250 0.8331 0.02730 0.01650 -0.0623 0.5159 0.0578
3.500 0.8588 0.02784 0.01722 -0.0634 0.5111 0.0610
3.750 0.8834 0.02795 0.01731 -0.0633 0.5078 0.0624
4.000 0.9074 0.02790 0.01719 -0.0627 0.5054 0.0643
4.250 0.9320 0.02779 0.01698 -0.0621 0.5034 0.0670
4.500 0.9575 0.02768 0.01675 -0.0615 0.5017 0.0710
4.750 0.9762 0.02886 0.01811 -0.0618 0.4962 0.0779
5.000 0.9984 0.02936 0.01869 -0.0616 0.4925 0.0993
5.250 1.0187 0.02891 0.01898 -0.0608 0.4900 0.5816
5.750 1.1180 0.02904 0.01974 -0.0706 0.4843 1.0000
6.000 1.1313 0.03055 0.02141 -0.0701 0.4782 1.0000
6.250 1.1532 0.03088 0.02176 -0.0695 0.4753 1.0000
6.500 1.1778 0.03088 0.02177 -0.0688 0.4732 1.0000
6.750 1.2040 0.03073 0.02164 -0.0682 0.4716 1.0000
7.000 1.2033 0.03326 0.02444 -0.0670 0.4620 1.0000
7.250 1.2406 0.03064 0.02173 -0.0660 0.4538 1.0000
7.500 1.2603 0.03043 0.02160 -0.0649 0.4451 1.0000
7.750 1.2720 0.03095 0.02227 -0.0636 0.4346 1.0000
8.000 1.2851 0.03113 0.02258 -0.0622 0.4221 1.0000
8.250 1.2816 0.03295 0.02452 -0.0606 0.4076 1.0000
8.500 1.2663 0.03599 0.02763 -0.0586 0.3973 1.0000
8.750 1.2548 0.03918 0.03087 -0.0574 0.3847 1.0000
9.000 1.2454 0.04245 0.03418 -0.0565 0.3695 1.0000
9.250 1.2640 0.04217 0.03377 -0.0553 0.3421 1.0000
9.500 1.2719 0.04281 0.03398 -0.0536 0.2985 1.0000
9.750 1.2613 0.04613 0.03713 -0.0523 0.2694 1.0000
10.000 1.2471 0.04995 0.04075 -0.0512 0.2358 1.0000
10.500 1.2013 0.05979 0.04996 -0.0493 0.1454 1.0000
10.750 1.1791 0.06504 0.05491 -0.0487 0.0968 1.0000
11.000 1.1589 0.07030 0.05990 -0.0483 0.0448 1.0000
11.250 1.1488 0.07456 0.06406 -0.0480 0.0331 1.0000
11.500 1.1465 0.07796 0.06756 -0.0478 0.0293 1.0000
11.750 1.1464 0.08115 0.07088 -0.0477 0.0277 1.0000
12.000 1.1460 0.08444 0.07432 -0.0476 0.0265 1.0000
12.250 1.1447 0.08790 0.07794 -0.0476 0.0255 1.0000
12.500 1.1424 0.09157 0.08176 -0.0478 0.0247 1.0000
12.750 1.1388 0.09549 0.08584 -0.0480 0.0237 1.0000
13.000 1.1334 0.09972 0.09021 -0.0484 0.0228 1.0000
13.250 1.1271 0.10416 0.09480 -0.0489 0.0219 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M26 AIRFOIL (m26-il)