NACA M26 AIRFOIL (m26-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M26 AIRFOIL (m26-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.11 at α=8.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m26-il-50000.txt Download as CSV file: xf-m26-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 -0.2655 0.15033 0.14545 -0.0205 0.9637 0.0535
-11.750 -0.2544 0.14940 0.14447 -0.0250 0.9439 0.0543
-11.500 -0.2487 0.14956 0.14459 -0.0284 0.9283 0.0547
-11.250 -0.2457 0.15008 0.14509 -0.0314 0.9151 0.0549
-10.750 -0.2198 0.13719 0.13210 -0.0314 0.8938 0.0568
-10.500 -0.2102 0.13352 0.12840 -0.0322 0.8847 0.0583
-10.250 -0.2007 0.13058 0.12544 -0.0338 0.8769 0.0599
-10.000 -0.1923 0.12805 0.12289 -0.0354 0.8698 0.0617
-9.750 -0.1826 0.12564 0.12046 -0.0377 0.8636 0.0638
-9.500 -0.1733 0.12379 0.11861 -0.0406 0.8577 0.0659
-9.250 -0.1677 0.12346 0.11826 -0.0436 0.8524 0.0673
-9.000 -0.1610 0.12410 0.11894 -0.0494 0.8467 0.0680
-8.750 -0.1596 0.12525 0.12009 -0.0540 0.8414 0.0683
-8.500 -0.1385 0.11494 0.10976 -0.0508 0.8373 0.0702
-8.250 -0.1245 0.11094 0.10575 -0.0527 0.8325 0.0724
-8.000 -0.1144 0.10839 0.10317 -0.0549 0.8281 0.0747
-7.750 -0.1076 0.10654 0.10131 -0.0568 0.8245 0.0768
-7.500 -0.0990 0.10509 0.09986 -0.0600 0.8212 0.0791
-7.250 -0.0878 0.10481 0.09956 -0.0653 0.8176 0.0811
-7.000 -0.0759 0.10644 0.10112 -0.0717 0.8139 0.0821
-6.750 -0.0662 0.10129 0.09600 -0.0713 0.8108 0.0834
-6.500 -0.0569 0.09692 0.09163 -0.0703 0.8079 0.0865
-6.250 -0.0458 0.09505 0.08975 -0.0728 0.8049 0.0903
-6.000 -0.0343 0.09447 0.08914 -0.0763 0.8024 0.0941
-5.750 -0.0180 0.09746 0.09195 -0.0827 0.8001 0.0961
-5.500 -0.0140 0.09249 0.08708 -0.0812 0.7981 0.0975
-5.250 -0.0078 0.08948 0.08405 -0.0805 0.7959 0.1004
-5.000 0.0025 0.08794 0.08246 -0.0814 0.7940 0.1044
-4.750 0.0113 0.08823 0.08266 -0.0833 0.7929 0.1085
-4.500 0.0214 0.09038 0.08467 -0.0860 0.7929 0.1103
-4.250 0.0147 0.08714 0.08153 -0.0832 0.7928 0.1118
-4.000 -0.3685 0.10974 0.10537 -0.0151 1.0000 0.0818
-3.750 -0.3550 0.10747 0.10304 -0.0173 1.0000 0.0828
-3.500 -0.3572 0.10191 0.09755 -0.0148 1.0000 0.0844
-3.250 -0.3506 0.09870 0.09431 -0.0145 1.0000 0.0874
-3.000 -0.3367 0.09661 0.09214 -0.0161 1.0000 0.0917
-2.750 -0.2964 0.09945 0.09464 -0.0236 1.0000 0.0963
-2.500 -0.2973 0.09339 0.08868 -0.0216 1.0000 0.0978
-2.250 -0.2885 0.09014 0.08540 -0.0214 1.0000 0.1010
-2.000 -0.2709 0.08841 0.08356 -0.0231 1.0000 0.1062
-1.500 -0.2333 0.08479 0.07969 -0.0268 1.0000 0.1139
-1.250 -0.2133 0.08375 0.07851 -0.0285 1.0000 0.1219
-1.000 -0.1945 0.08192 0.07657 -0.0301 1.0000 0.1268
-0.750 -0.1431 0.08173 0.07609 -0.0380 0.9889 0.1392
-0.500 -0.0952 0.08173 0.07578 -0.0447 0.9754 0.1526
-0.250 -0.0545 0.08109 0.07491 -0.0499 0.9616 0.1665
0.000 -0.0215 0.07913 0.07284 -0.0538 0.9486 0.1815
0.250 0.0094 0.07738 0.07099 -0.0571 0.9363 0.2011
0.500 0.0490 0.07715 0.07054 -0.0617 0.9253 0.2292
0.750 0.0826 0.07699 0.07018 -0.0650 0.9116 0.2682
1.250 0.1252 0.07330 0.06638 -0.0671 0.8857 0.3897
1.500 0.1497 0.07241 0.06536 -0.0683 0.8736 0.4414
1.750 0.1792 0.07209 0.06489 -0.0704 0.8638 0.4891
2.250 0.2429 0.07258 0.06504 -0.0746 0.8399 0.5479
2.500 0.2700 0.07344 0.06564 -0.0759 0.8266 0.5578
2.750 0.2962 0.07476 0.06673 -0.0772 0.8141 0.5581
3.000 0.3240 0.07664 0.06836 -0.0787 0.8027 0.5467
3.250 0.3691 0.08047 0.07184 -0.0825 0.7933 0.4945
3.500 0.3887 0.08257 0.07371 -0.0821 0.7797 0.4400
3.750 0.4026 0.08428 0.07523 -0.0810 0.7671 0.3979
4.000 0.4201 0.08610 0.07687 -0.0805 0.7562 0.3595
4.250 0.4645 0.08998 0.08042 -0.0831 0.7489 0.2975
4.500 0.4726 0.09066 0.08095 -0.0812 0.7363 0.2712
4.750 0.4847 0.09209 0.08221 -0.0801 0.7262 0.2465
5.250 0.5288 0.09582 0.08549 -0.0803 0.7081 0.2055
5.500 0.5501 0.09801 0.08747 -0.0804 0.7011 0.1937
5.750 0.5715 0.09955 0.08891 -0.0806 0.6913 0.1874
6.000 0.5802 0.10105 0.09031 -0.0795 0.6835 0.1848
6.250 0.6059 0.10316 0.09233 -0.0801 0.6757 0.1891
6.500 0.6098 0.10442 0.09354 -0.0786 0.6670 0.1918
6.750 0.6372 0.10684 0.09583 -0.0792 0.6602 0.1952
7.000 0.6371 0.10788 0.09686 -0.0774 0.6518 0.1975
7.250 0.6615 0.11022 0.09912 -0.0778 0.6454 0.2063
7.500 0.6630 0.11155 0.10043 -0.0764 0.6377 0.2130
7.750 0.6860 0.11382 0.10269 -0.0768 0.6307 0.2413
8.000 0.6897 0.11533 0.10430 -0.0759 0.6238 0.2811
8.250 0.7142 0.11683 0.10646 -0.0767 0.6163 1.0000
8.500 0.7254 0.11952 0.10894 -0.0764 0.6117 1.0000
8.750 0.7318 0.12107 0.11041 -0.0756 0.6025 1.0000
9.000 0.7635 0.12551 0.11473 -0.0771 0.5987 1.0000
9.250 0.7492 0.12547 0.11471 -0.0748 0.5893 1.0000
9.500 0.7730 0.12897 0.11817 -0.0756 0.5849 1.0000
9.750 0.7678 0.13027 0.11951 -0.0744 0.5785 1.0000
10.000 0.7832 0.13281 0.12206 -0.0746 0.5719 1.0000
10.250 0.8108 0.13740 0.12666 -0.0759 0.5686 1.0000
10.500 0.7960 0.13720 0.12650 -0.0740 0.5602 1.0000
10.750 0.8154 0.14044 0.12978 -0.0746 0.5557 1.0000
11.000 0.8230 0.14323 0.13262 -0.0746 0.5522 1.0000
11.250 0.8239 0.14448 0.13397 -0.0741 0.5443 1.0000
11.500 0.8457 0.14820 0.13778 -0.0748 0.5401 1.0000
11.750 0.8456 0.15016 0.13980 -0.0746 0.5363 1.0000
12.000 0.8499 0.15186 0.14158 -0.0744 0.5296 1.0000
12.250 0.8697 0.15550 0.14535 -0.0752 0.5254 1.0000
12.500 0.8732 0.15790 0.14783 -0.0753 0.5218 1.0000
12.750 0.8755 0.15934 0.14937 -0.0752 0.5149 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M26 AIRFOIL (m26-il)