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

Polar data table (+)

Polar graphs


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