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

Polar data table (+)

Polar graphs


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