NACA M26 AIRFOIL (m26-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M26 AIRFOIL (m26-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 78.26 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m26-il-200000-n5.txt Download as CSV file: xf-m26-il-200000-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 = 0.200 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.3404 0.13996 0.13547 0.0200 0.5806 0.0147
-10.250 -0.3336 0.13729 0.13277 0.0181 0.5784 0.0148
-10.000 -0.3267 0.13443 0.12989 0.0163 0.5764 0.0148
-9.750 -0.3184 0.12965 0.12511 0.0161 0.5740 0.0150
-9.500 -0.3109 0.12616 0.12162 0.0152 0.5716 0.0152
-9.250 -0.3034 0.12305 0.11849 0.0140 0.5695 0.0154
-9.000 -0.2957 0.12003 0.11546 0.0126 0.5675 0.0156
-8.750 -0.2880 0.11706 0.11245 0.0112 0.5656 0.0159
-8.500 -0.2801 0.11410 0.10947 0.0097 0.5639 0.0163
-8.250 -0.2722 0.11116 0.10650 0.0081 0.5624 0.0166
-8.000 -0.2640 0.10821 0.10354 0.0064 0.5607 0.0171
-7.750 -0.2557 0.10526 0.10061 0.0045 0.5590 0.0176
-7.500 -0.2471 0.10237 0.09772 0.0023 0.5572 0.0182
-7.250 -0.2398 0.09980 0.09516 -0.0001 0.5555 0.0185
-7.000 -0.2265 0.09746 0.09280 -0.0044 0.5538 0.0188
-6.750 -0.2105 0.09509 0.09039 -0.0092 0.5521 0.0190
-6.500 -0.1939 0.09216 0.08740 -0.0130 0.5504 0.0190
-6.250 -0.1763 0.08900 0.08418 -0.0165 0.5488 0.0190
-6.000 -0.1572 0.08579 0.08089 -0.0199 0.5474 0.0191
-5.750 -0.1457 0.08117 0.07627 -0.0203 0.5460 0.0192
-5.500 -0.1342 0.07733 0.07242 -0.0205 0.5444 0.0196
-5.250 -0.1168 0.07429 0.06935 -0.0223 0.5428 0.0202
-5.000 -0.0963 0.07155 0.06656 -0.0247 0.5412 0.0217
-4.750 -0.0610 0.06981 0.06468 -0.0299 0.5396 0.0243
-4.500 -0.0300 0.06740 0.06214 -0.0340 0.5381 0.0246
-4.250 -0.0005 0.06472 0.05932 -0.0373 0.5367 0.0247
-4.000 0.0296 0.06210 0.05654 -0.0401 0.5353 0.0248
-3.750 0.0419 0.05710 0.05152 -0.0403 0.5340 0.0254
-3.500 0.0595 0.05402 0.04837 -0.0407 0.5327 0.0261
-3.250 0.0830 0.05159 0.04584 -0.0420 0.5313 0.0272
-3.000 0.1099 0.04935 0.04352 -0.0436 0.5296 0.0290
-2.750 0.1565 0.04939 0.04329 -0.0468 0.5280 0.0333
-2.500 0.1872 0.04744 0.04116 -0.0481 0.5265 0.0335
-2.250 0.2159 0.04531 0.03889 -0.0491 0.5251 0.0336
-2.000 0.2372 0.04123 0.03471 -0.0499 0.5238 0.0344
-1.750 0.2564 0.03884 0.03231 -0.0502 0.5224 0.0360
-1.500 0.2822 0.03721 0.03057 -0.0508 0.5209 0.0381
-1.250 0.3105 0.03568 0.02887 -0.0514 0.5194 0.0402
-1.000 0.3489 0.03546 0.02833 -0.0521 0.5180 0.0452
-0.750 0.3804 0.03446 0.02708 -0.0524 0.5168 0.0456
-0.250 0.4273 0.03017 0.02273 -0.0534 0.5142 0.0492
0.000 0.4555 0.02909 0.02155 -0.0538 0.5125 0.0516
0.500 0.5195 0.02763 0.01962 -0.0541 0.5089 0.0584
0.750 0.5451 0.02607 0.01801 -0.0544 0.5074 0.0596
1.000 0.5727 0.02504 0.01689 -0.0546 0.5059 0.0605
1.500 0.6325 0.02242 0.01374 -0.0542 0.5029 0.0436
1.750 0.6609 0.02158 0.01270 -0.0542 0.5015 0.0430
2.000 0.6898 0.02077 0.01181 -0.0544 0.4992 0.0415
2.250 0.7187 0.02000 0.01093 -0.0545 0.4966 0.0403
2.500 0.7475 0.01930 0.01010 -0.0546 0.4943 0.0394
2.750 0.7758 0.01874 0.00942 -0.0547 0.4921 0.0389
3.000 0.8035 0.01832 0.00891 -0.0547 0.4902 0.0390
3.250 0.8307 0.01800 0.00853 -0.0547 0.4885 0.0394
3.500 0.8575 0.01777 0.00824 -0.0546 0.4870 0.0403
3.750 0.8841 0.01766 0.00816 -0.0546 0.4850 0.0415
4.000 0.9108 0.01767 0.00825 -0.0548 0.4824 0.0442
4.250 0.9369 0.01763 0.00829 -0.0548 0.4799 0.0469
4.500 0.9632 0.01762 0.00829 -0.0548 0.4777 0.0482
4.750 0.9901 0.01764 0.00830 -0.0548 0.4755 0.0502
5.000 1.0173 0.01768 0.00833 -0.0549 0.4735 0.0538
5.250 1.0446 0.01774 0.00839 -0.0550 0.4718 0.0680
5.500 1.0713 0.01791 0.00877 -0.0554 0.4692 0.1380
6.000 1.1781 0.01685 0.00913 -0.0673 0.4585 1.0000
6.250 1.2028 0.01675 0.00910 -0.0671 0.4493 1.0000
6.500 1.2280 0.01655 0.00886 -0.0667 0.4420 1.0000
6.750 1.2524 0.01658 0.00900 -0.0665 0.4306 1.0000
7.000 1.2767 0.01660 0.00909 -0.0663 0.4172 1.0000
7.250 1.2991 0.01660 0.00889 -0.0658 0.3740 1.0000
7.500 1.3121 0.01784 0.00967 -0.0649 0.3106 1.0000
7.750 1.3089 0.02061 0.01191 -0.0629 0.2293 1.0000
8.000 1.2836 0.02458 0.01540 -0.0595 0.1478 1.0000
8.250 1.2589 0.02810 0.01880 -0.0561 0.1094 1.0000
8.500 1.2355 0.03242 0.02296 -0.0541 0.0725 1.0000
8.750 1.2188 0.03648 0.02690 -0.0529 0.0290 1.0000
9.000 1.2169 0.03919 0.02965 -0.0520 0.0235 1.0000
9.250 1.2194 0.04149 0.03204 -0.0513 0.0212 1.0000
9.500 1.2222 0.04377 0.03445 -0.0507 0.0202 1.0000
9.750 1.2241 0.04618 0.03698 -0.0501 0.0193 1.0000
10.000 1.2249 0.04871 0.03963 -0.0494 0.0183 1.0000
10.250 1.2245 0.05140 0.04244 -0.0488 0.0172 1.0000
10.500 1.2227 0.05427 0.04545 -0.0483 0.0161 1.0000
10.750 1.2199 0.05740 0.04871 -0.0479 0.0153 1.0000
11.000 1.2166 0.06069 0.05213 -0.0475 0.0148 1.0000
11.250 1.2116 0.06424 0.05583 -0.0473 0.0143 1.0000
11.500 1.2049 0.06811 0.05984 -0.0471 0.0140 1.0000
11.750 1.1965 0.07226 0.06412 -0.0470 0.0137 1.0000
12.000 1.1925 0.07589 0.06785 -0.0470 0.0135 1.0000
12.250 1.1903 0.07934 0.07139 -0.0469 0.0133 1.0000
12.500 1.1898 0.08256 0.07469 -0.0469 0.0130 1.0000
12.750 1.1898 0.08572 0.07792 -0.0469 0.0125 1.0000
13.000 1.1908 0.08874 0.08100 -0.0468 0.0119 1.0000
13.250 1.1920 0.09170 0.08405 -0.0467 0.0113 1.0000
13.500 1.1939 0.09447 0.08687 -0.0465 0.0110 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M26 AIRFOIL (m26-il)