NACA M26 AIRFOIL (m26-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M26 AIRFOIL (m26-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 14.04 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m26-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-m26-il-50000-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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.2551 0.12921 0.12309 -0.0042 0.7047 0.0415
-9.250 -0.2470 0.12674 0.12057 -0.0061 0.7007 0.0430
-9.000 -0.2400 0.12488 0.11869 -0.0083 0.6974 0.0443
-8.750 -0.2323 0.12359 0.11742 -0.0117 0.6933 0.0450
-8.500 -0.2255 0.12252 0.11638 -0.0155 0.6892 0.0453
-8.250 -0.2213 0.12164 0.11550 -0.0187 0.6856 0.0455
-8.000 -0.2134 0.12064 0.11446 -0.0224 0.6825 0.0457
-7.750 -0.1993 0.11188 0.10574 -0.0198 0.6790 0.0467
-7.500 -0.1878 0.10758 0.10144 -0.0206 0.6750 0.0481
-7.250 -0.1774 0.10453 0.09837 -0.0222 0.6716 0.0496
-7.000 -0.1671 0.10182 0.09563 -0.0241 0.6687 0.0516
-6.750 -0.1555 0.09946 0.09322 -0.0266 0.6662 0.0543
-6.500 -0.1372 0.09854 0.09228 -0.0325 0.6625 0.0570
-6.250 -0.1140 0.09929 0.09291 -0.0400 0.6592 0.0578
-5.750 -0.0942 0.08894 0.08256 -0.0387 0.6541 0.0607
-5.500 -0.0799 0.08603 0.07958 -0.0400 0.6518 0.0632
-5.250 -0.0595 0.08371 0.07722 -0.0435 0.6482 0.0666
-5.000 -0.0214 0.08540 0.07863 -0.0520 0.6444 0.0705
-4.750 -0.0131 0.07972 0.07303 -0.0511 0.6418 0.0722
-4.500 0.0004 0.07614 0.06940 -0.0512 0.6394 0.0755
-4.250 0.0213 0.07381 0.06694 -0.0531 0.6374 0.0797
-4.000 0.0623 0.07488 0.06765 -0.0596 0.6343 0.0845
-3.750 0.0766 0.07056 0.06339 -0.0603 0.6312 0.0861
-3.500 0.0920 0.06738 0.06020 -0.0607 0.6282 0.0909
-3.250 0.1329 0.06866 0.06105 -0.0652 0.6254 0.0989
-3.000 0.1431 0.06385 0.05628 -0.0643 0.6233 0.1013
-2.750 0.1639 0.06162 0.05394 -0.0651 0.6210 0.1063
-2.500 0.2001 0.06228 0.05428 -0.0690 0.6173 0.1132
-2.250 0.2144 0.05900 0.05105 -0.0691 0.6143 0.1171
-1.750 0.2625 0.05621 0.04789 -0.0706 0.6092 0.1371
-1.500 0.2877 0.05468 0.04613 -0.0711 0.6072 0.1446
-1.000 0.3314 0.05347 0.04474 -0.0736 0.5994 0.1634
-0.750 0.3546 0.05251 0.04362 -0.0741 0.5965 0.1761
-0.250 0.4014 0.05012 0.04086 -0.0739 0.5923 0.2214
0.250 0.4294 0.04939 0.04013 -0.0747 0.5830 0.3056
0.750 0.5132 0.04999 0.03965 -0.0761 0.5780 0.1079
1.000 0.5298 0.05103 0.04053 -0.0767 0.5723 0.0955
1.250 0.5503 0.05120 0.04054 -0.0769 0.5678 0.0901
1.500 0.5791 0.05097 0.03994 -0.0765 0.5650 0.0837
1.750 0.6071 0.05020 0.03899 -0.0763 0.5628 0.0818
2.000 0.6121 0.05234 0.04113 -0.0767 0.5551 0.0810
2.250 0.6360 0.05247 0.04107 -0.0767 0.5511 0.0799
2.500 0.6683 0.05220 0.04050 -0.0769 0.5487 0.0825
2.750 0.7024 0.05188 0.03985 -0.0772 0.5466 0.0852
3.000 0.6995 0.05509 0.04311 -0.0778 0.5367 0.0856
3.250 0.7313 0.05490 0.04271 -0.0781 0.5339 0.0859
3.500 0.7639 0.05441 0.04204 -0.0780 0.5320 0.0870
3.750 0.7524 0.05809 0.04579 -0.0777 0.5216 0.0872
4.000 0.7777 0.05809 0.04569 -0.0770 0.5187 0.0890
4.250 0.8049 0.05777 0.04524 -0.0760 0.5168 0.0918
4.500 0.7850 0.06163 0.04916 -0.0745 0.5061 0.0918
4.750 0.8079 0.06175 0.04914 -0.0735 0.5032 0.0955
5.250 0.8142 0.06557 0.05288 -0.0710 0.4904 0.1012
5.500 0.8375 0.06580 0.05311 -0.0703 0.4876 0.1158
6.000 0.8443 0.06998 0.05735 -0.0684 0.4748 0.1453
6.250 0.8837 0.06936 0.05785 -0.0707 0.4722 1.0000
6.500 0.8688 0.07304 0.06152 -0.0694 0.4628 1.0000
6.750 0.8869 0.07406 0.06240 -0.0686 0.4592 1.0000
7.000 0.9106 0.07462 0.06285 -0.0679 0.4569 1.0000
7.250 0.8928 0.07875 0.06703 -0.0670 0.4472 1.0000
7.500 0.9128 0.07961 0.06784 -0.0663 0.4440 1.0000
7.750 0.9072 0.08285 0.07111 -0.0656 0.4370 1.0000
8.000 0.9157 0.08483 0.07310 -0.0650 0.4321 1.0000
8.250 0.9358 0.08574 0.07404 -0.0644 0.4292 1.0000
8.500 0.9268 0.08938 0.07773 -0.0639 0.4216 1.0000
8.750 0.9380 0.09118 0.07957 -0.0635 0.4174 1.0000
9.000 0.9567 0.09231 0.08075 -0.0629 0.4148 1.0000
9.250 0.9462 0.09630 0.08481 -0.0627 0.4076 1.0000
9.500 0.9571 0.09816 0.08673 -0.0623 0.4033 1.0000
9.750 0.9761 0.09924 0.08794 -0.0618 0.4007 1.0000
10.000 0.9657 0.10347 0.09224 -0.0618 0.3943 1.0000
10.250 0.9729 0.10583 0.09470 -0.0616 0.3900 1.0000
10.500 0.9900 0.10714 0.09614 -0.0612 0.3871 1.0000
10.750 0.9868 0.11061 0.09970 -0.0612 0.3817 1.0000
11.000 0.9881 0.11375 0.10296 -0.0613 0.3771 1.0000
11.250 1.0009 0.11565 0.10500 -0.0610 0.3741 1.0000
11.500 1.0062 0.11756 0.10707 -0.0606 0.3666 1.0000
11.750 1.0324 0.11456 0.10423 -0.0582 0.3502 1.0000
12.000 1.0822 0.10569 0.09557 -0.0537 0.3265 1.0000
12.250 1.0876 0.10729 0.09735 -0.0531 0.3166 1.0000
12.500 1.0905 0.10929 0.09957 -0.0528 0.3059 1.0000
13.000 1.1102 0.10962 0.10024 -0.0510 0.2669 1.0000
13.250 1.1050 0.11351 0.10428 -0.0516 0.2487 1.0000
13.500 1.1026 0.11728 0.10824 -0.0522 0.2330 1.0000
13.750 1.0996 0.12122 0.11237 -0.0529 0.2126 1.0000
14.000 1.1038 0.12083 0.11000 -0.0509 0.0474 1.0000
14.250 1.0987 0.12534 0.11452 -0.0518 0.0436 1.0000
14.500 1.0949 0.12969 0.11891 -0.0528 0.0408 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M26 AIRFOIL (m26-il)