NACA M26 AIRFOIL (m26-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M26 AIRFOIL (m26-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 78.73 at α=8° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m26-il-200000.txt Download as CSV file: xf-m26-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.3117 0.12622 0.12203 0.0134 0.6317 0.0204
-9.000 -0.3057 0.12434 0.12013 0.0108 0.6296 0.0204
-8.750 -0.3000 0.12247 0.11827 0.0080 0.6275 0.0205
-8.000 -0.2733 0.10971 0.10554 0.0051 0.6202 0.0209
-7.750 -0.2650 0.10609 0.10190 0.0043 0.6181 0.0212
-7.500 -0.2571 0.10301 0.09880 0.0028 0.6161 0.0216
-7.250 -0.2505 0.10032 0.09607 0.0013 0.6142 0.0221
-7.000 -0.2405 0.09750 0.09326 -0.0009 0.6121 0.0228
-6.750 -0.2280 0.09455 0.09031 -0.0037 0.6097 0.0235
-6.500 -0.2139 0.09160 0.08736 -0.0067 0.6075 0.0242
-6.250 -0.1967 0.08888 0.08460 -0.0102 0.6055 0.0250
-6.000 -0.1710 0.08740 0.08304 -0.0163 0.6036 0.0256
-5.750 -0.1424 0.08617 0.08168 -0.0229 0.6018 0.0258
-5.250 -0.1100 0.07785 0.07325 -0.0261 0.5989 0.0262
-5.000 -0.0992 0.07352 0.06896 -0.0258 0.5972 0.0267
-4.750 -0.0817 0.07038 0.06581 -0.0273 0.5951 0.0277
-4.500 -0.0595 0.06761 0.06300 -0.0296 0.5929 0.0288
-4.250 -0.0350 0.06492 0.06023 -0.0321 0.5907 0.0300
-4.000 -0.0061 0.06260 0.05781 -0.0351 0.5888 0.0318
-3.750 0.0459 0.06333 0.05820 -0.0411 0.5870 0.0331
-3.500 0.0633 0.05863 0.05344 -0.0420 0.5856 0.0337
-3.250 0.0757 0.05475 0.04955 -0.0417 0.5843 0.0346
-3.000 0.0980 0.05229 0.04704 -0.0428 0.5828 0.0358
-2.750 0.1248 0.05015 0.04486 -0.0444 0.5807 0.0375
-2.500 0.1538 0.04823 0.04285 -0.0460 0.5784 0.0398
-2.250 0.2043 0.04954 0.04378 -0.0488 0.5761 0.0429
-2.000 0.2213 0.04503 0.03926 -0.0494 0.5745 0.0441
-1.750 0.2413 0.04254 0.03674 -0.0497 0.5729 0.0455
-1.500 0.2667 0.04083 0.03492 -0.0502 0.5714 0.0476
-1.250 0.2948 0.03943 0.03336 -0.0508 0.5699 0.0507
-1.000 0.3400 0.04110 0.03460 -0.0517 0.5679 0.0550
-0.750 0.3592 0.03717 0.03076 -0.0526 0.5657 0.0565
-0.500 0.3819 0.03550 0.02912 -0.0532 0.5636 0.0593
-0.250 0.4101 0.03453 0.02805 -0.0537 0.5613 0.0642
0.000 0.4470 0.03463 0.02779 -0.0538 0.5592 0.0690
0.250 0.4689 0.03238 0.02553 -0.0541 0.5573 0.0710
0.500 0.4946 0.03127 0.02433 -0.0542 0.5556 0.0747
0.750 0.5280 0.03143 0.02410 -0.0539 0.5539 0.0831
1.000 0.5520 0.02987 0.02270 -0.0549 0.5507 0.0859
1.500 0.6071 0.02855 0.02124 -0.0555 0.5450 0.1016
1.750 0.6360 0.02805 0.02054 -0.0554 0.5429 0.1124
2.000 0.6628 0.02736 0.01977 -0.0554 0.5410 0.1207
2.250 0.6899 0.02669 0.01896 -0.0553 0.5393 0.1304
2.500 0.7170 0.02658 0.01891 -0.0559 0.5357 0.1440
2.750 0.7438 0.02640 0.01874 -0.0563 0.5323 0.1612
3.000 0.7704 0.02593 0.01825 -0.0565 0.5297 0.1875
3.250 0.7975 0.02534 0.01760 -0.0564 0.5275 0.2148
3.500 0.8353 0.02397 0.01558 -0.0549 0.5258 0.0744
3.750 0.8627 0.02353 0.01497 -0.0544 0.5241 0.0714
4.000 0.8871 0.02396 0.01557 -0.0549 0.5194 0.0707
4.250 0.9123 0.02396 0.01563 -0.0549 0.5159 0.0718
4.500 0.9383 0.02374 0.01544 -0.0545 0.5133 0.0749
4.750 0.9641 0.02353 0.01517 -0.0539 0.5113 0.0810
5.000 0.9906 0.02342 0.01502 -0.0535 0.5095 0.0999
5.250 1.0799 0.02313 0.01630 -0.0683 0.5031 1.0000
5.500 1.1040 0.02334 0.01649 -0.0679 0.4997 1.0000
5.750 1.1290 0.02333 0.01643 -0.0673 0.4973 1.0000
6.000 1.1548 0.02310 0.01611 -0.0666 0.4951 1.0000
6.250 1.1785 0.02273 0.01581 -0.0659 0.4865 1.0000
6.500 1.2076 0.02113 0.01398 -0.0646 0.4806 1.0000
6.750 1.2315 0.02091 0.01385 -0.0641 0.4732 1.0000
7.000 1.2589 0.01979 0.01261 -0.0632 0.4661 1.0000
7.250 1.2838 0.01904 0.01195 -0.0626 0.4549 1.0000
7.500 1.3094 0.01815 0.01108 -0.0619 0.4414 1.0000
7.750 1.3343 0.01738 0.01032 -0.0613 0.4183 1.0000
8.000 1.3566 0.01723 0.01003 -0.0607 0.3750 1.0000
8.250 1.3676 0.01850 0.01083 -0.0595 0.3099 1.0000
8.500 1.3612 0.02130 0.01314 -0.0571 0.2357 1.0000
8.750 1.3364 0.02509 0.01657 -0.0539 0.1735 1.0000
9.000 1.3111 0.02881 0.02015 -0.0508 0.1396 1.0000
9.250 1.2867 0.03334 0.02451 -0.0491 0.0980 1.0000
9.500 1.2638 0.03804 0.02906 -0.0478 0.0576 1.0000
9.750 1.2512 0.04185 0.03279 -0.0469 0.0380 1.0000
10.000 1.2480 0.04476 0.03575 -0.0461 0.0342 1.0000
10.250 1.2457 0.04761 0.03869 -0.0454 0.0318 1.0000
10.500 1.2444 0.05038 0.04158 -0.0448 0.0304 1.0000
10.750 1.2424 0.05327 0.04461 -0.0442 0.0294 1.0000
11.000 1.2401 0.05631 0.04778 -0.0437 0.0288 1.0000
11.250 1.2383 0.05939 0.05100 -0.0433 0.0284 1.0000
11.500 1.2356 0.06265 0.05440 -0.0430 0.0281 1.0000
11.750 1.2321 0.06608 0.05799 -0.0428 0.0279 1.0000
12.000 1.2276 0.06971 0.06174 -0.0427 0.0276 1.0000
12.250 1.2229 0.07340 0.06555 -0.0426 0.0273 1.0000
12.500 1.2183 0.07711 0.06936 -0.0426 0.0268 1.0000
12.750 1.2143 0.08076 0.07310 -0.0426 0.0263 1.0000
13.000 1.2117 0.08418 0.07659 -0.0425 0.0256 1.0000
13.250 1.2111 0.08726 0.07972 -0.0422 0.0252 1.0000
13.500 1.2137 0.08978 0.08229 -0.0417 0.0250 1.0000
13.750 1.2199 0.09164 0.08417 -0.0409 0.0249 1.0000
14.000 1.2308 0.09262 0.08517 -0.0395 0.0250 1.0000
14.250 1.2468 0.09269 0.08529 -0.0375 0.0253 1.0000
14.500 1.2710 0.09134 0.08396 -0.0345 0.0262 1.0000
14.750 1.3042 0.08878 0.08141 -0.0301 0.0272 1.0000
15.000 1.3346 0.08744 0.08016 -0.0265 0.0274 1.0000
15.250 1.0739 0.09965 0.09319 -0.0179 0.0262 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M26 AIRFOIL (m26-il)