XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: NACA M15 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -8.500 -0.3453 0.09501 0.09023 -0.0331 1.0000 0.1106 -8.250 -0.3536 0.09227 0.08758 -0.0360 1.0000 0.1140 -8.000 -0.3853 0.09088 0.08637 -0.0381 1.0000 0.1155 -7.750 -0.4204 0.09082 0.08644 -0.0350 1.0000 0.1160 -7.500 -0.4537 0.09103 0.08675 -0.0304 1.0000 0.1161 -7.250 -0.4599 0.08712 0.08280 -0.0333 0.9956 0.1173 -7.000 -0.4293 0.08247 0.07826 -0.0314 0.9931 0.1199 -6.750 -0.4013 0.07863 0.07438 -0.0351 0.9858 0.1261 -6.500 -0.3822 0.07295 0.06844 -0.0465 0.9738 0.1344 -6.250 -0.3501 0.06907 0.06458 -0.0485 0.9698 0.1388 -6.000 -0.3292 0.06508 0.06022 -0.0564 0.9578 0.1502 -5.750 -0.2994 0.06120 0.05643 -0.0578 0.9524 0.1544 -5.500 -0.2736 0.05777 0.05271 -0.0628 0.9431 0.1675 -5.250 -0.2407 0.05450 0.04945 -0.0651 0.9382 0.1758 -5.000 -0.2184 0.05166 0.04649 -0.0668 0.9284 0.1889 -4.750 -0.1896 0.04882 0.04353 -0.0692 0.9213 0.2054 -4.500 -0.1658 0.04637 0.04096 -0.0701 0.9115 0.2220 -4.250 -0.1422 0.04414 0.03862 -0.0706 0.9024 0.2407 -4.000 -0.0977 0.03572 0.02822 -0.0736 0.8942 0.1183 -3.750 -0.0712 0.03324 0.02557 -0.0734 0.8856 0.1106 -3.500 -0.0423 0.03088 0.02276 -0.0733 0.8781 0.1069 -3.250 -0.0142 0.02920 0.02037 -0.0723 0.8701 0.1022 -3.000 0.0148 0.02808 0.01893 -0.0719 0.8622 0.1014 -2.750 0.0431 0.02666 0.01728 -0.0716 0.8550 0.1016 -2.500 0.0701 0.02526 0.01577 -0.0712 0.8466 0.1030 -2.250 0.0992 0.02430 0.01478 -0.0711 0.8400 0.1074 -2.000 0.1247 0.02373 0.01413 -0.0704 0.8308 0.1125 -1.750 0.1551 0.02287 0.01312 -0.0700 0.8248 0.1173 -1.500 0.1787 0.02220 0.01260 -0.0692 0.8149 0.1245 -1.250 0.2071 0.02138 0.01181 -0.0685 0.8091 0.1389 -1.000 0.3425 0.01743 0.01070 -0.0871 0.8046 1.0000 -0.750 0.3653 0.01749 0.01051 -0.0859 0.7955 1.0000 -0.500 0.3875 0.01766 0.01050 -0.0848 0.7856 1.0000 -0.250 0.4108 0.01767 0.01030 -0.0835 0.7776 1.0000 0.000 0.4326 0.01789 0.01041 -0.0825 0.7667 1.0000 0.250 0.4561 0.01792 0.01026 -0.0812 0.7589 1.0000 0.500 0.4780 0.01813 0.01038 -0.0801 0.7481 1.0000 0.750 0.5006 0.01830 0.01044 -0.0790 0.7384 1.0000 1.000 0.5240 0.01836 0.01037 -0.0778 0.7295 1.0000 1.250 0.5458 0.01863 0.01059 -0.0767 0.7186 1.0000 1.500 0.5707 0.01862 0.01043 -0.0756 0.7113 1.0000 1.750 0.5918 0.01894 0.01072 -0.0745 0.6994 1.0000 2.000 0.6146 0.01917 0.01089 -0.0734 0.6898 1.0000 2.250 0.6386 0.01929 0.01092 -0.0724 0.6810 1.0000 2.500 0.6601 0.01965 0.01126 -0.0713 0.6702 1.0000 2.750 0.6857 0.01969 0.01119 -0.0704 0.6630 1.0000 3.000 0.7062 0.02014 0.01167 -0.0693 0.6518 1.0000 3.250 0.7305 0.02033 0.01179 -0.0684 0.6440 1.0000 3.500 0.7525 0.02068 0.01215 -0.0674 0.6341 1.0000 3.750 0.7753 0.02102 0.01248 -0.0664 0.6256 1.0000 4.000 0.7987 0.02128 0.01272 -0.0655 0.6171 1.0000 4.250 0.8205 0.02171 0.01317 -0.0645 0.6084 1.0000 4.500 0.8445 0.02195 0.01340 -0.0637 0.6005 1.0000 4.750 0.8657 0.02243 0.01393 -0.0627 0.5918 1.0000 5.000 0.8901 0.02264 0.01413 -0.0618 0.5842 1.0000 5.250 0.9108 0.02315 0.01472 -0.0608 0.5755 1.0000 5.500 0.9361 0.02325 0.01481 -0.0600 0.5678 1.0000 5.750 0.9562 0.02368 0.01532 -0.0588 0.5581 1.0000 6.000 0.9846 0.02350 0.01509 -0.0582 0.5505 1.0000 6.250 1.0029 0.02401 0.01573 -0.0568 0.5400 1.0000 6.500 1.0313 0.02393 0.01560 -0.0564 0.5331 1.0000 6.750 1.0499 0.02448 0.01630 -0.0551 0.5231 1.0000 7.000 1.0744 0.02468 0.01655 -0.0543 0.5151 1.0000 7.250 1.0977 0.02493 0.01687 -0.0534 0.5061 1.0000 7.500 1.1188 0.02535 0.01740 -0.0524 0.4969 1.0000 7.750 1.1470 0.02532 0.01738 -0.0520 0.4888 1.0000 8.000 1.1652 0.02589 0.01812 -0.0506 0.4782 1.0000 8.250 1.1909 0.02605 0.01831 -0.0500 0.4690 1.0000 8.500 1.2169 0.02603 0.01830 -0.0493 0.4577 1.0000 8.750 1.2388 0.02597 0.01828 -0.0479 0.4427 1.0000 9.000 1.2623 0.02561 0.01783 -0.0466 0.4248 1.0000 9.250 1.2774 0.02568 0.01797 -0.0443 0.4061 1.0000 9.500 1.2928 0.02581 0.01819 -0.0422 0.3882 1.0000 9.750 1.3071 0.02601 0.01848 -0.0399 0.3707 1.0000 10.000 1.3191 0.02626 0.01882 -0.0374 0.3527 1.0000 10.250 1.3284 0.02658 0.01921 -0.0346 0.3340 1.0000 10.500 1.3334 0.02708 0.01979 -0.0313 0.3136 1.0000 10.750 1.3328 0.02780 0.02062 -0.0274 0.2907 1.0000 11.000 1.3254 0.02886 0.02167 -0.0228 0.2656 1.0000 11.250 1.3135 0.03060 0.02332 -0.0186 0.2337 1.0000 11.500 1.2953 0.03333 0.02580 -0.0151 0.1984 1.0000 11.750 1.2739 0.03698 0.02920 -0.0124 0.1633 1.0000 12.000 1.2527 0.04112 0.03312 -0.0104 0.1361 1.0000 12.250 1.2355 0.04522 0.03703 -0.0091 0.1176 1.0000 12.500 1.2229 0.04902 0.04072 -0.0081 0.1048 1.0000 12.750 1.2151 0.05242 0.04407 -0.0072 0.0950 1.0000 13.000 1.2104 0.05542 0.04699 -0.0061 0.0879 1.0000 13.250 1.2102 0.05801 0.04954 -0.0050 0.0817 1.0000 13.500 1.2155 0.05999 0.05147 -0.0035 0.0762 1.0000 13.750 1.2220 0.06195 0.05344 -0.0024 0.0714 1.0000 14.000 1.2409 0.06277 0.05412 -0.0001 0.0670 1.0000 14.250 1.2532 0.06457 0.05608 0.0011 0.0641 1.0000 14.500 1.2669 0.06628 0.05782 0.0022 0.0611 1.0000 14.750 1.1024 0.06860 0.06095 0.0130 0.0667 1.0000 15.000 1.1071 0.07124 0.06378 0.0139 0.0644 1.0000 15.250 1.1102 0.07393 0.06660 0.0147 0.0622 1.0000 15.500 1.3010 0.07692 0.06916 0.0054 0.0546 1.0000 15.750 1.2972 0.08076 0.07325 0.0055 0.0539 1.0000 16.000 1.2892 0.08498 0.07772 0.0052 0.0535 1.0000 16.250 1.2778 0.08962 0.08261 0.0044 0.0530 1.0000 16.500 1.2628 0.09484 0.08808 0.0031 0.0528 1.0000 16.750 1.2426 0.10091 0.09441 0.0010 0.0528 1.0000 17.000 1.2162 0.10827 0.10206 -0.0023 0.0532 1.0000 17.250 1.1841 0.11720 0.11129 -0.0070 0.0539 1.0000 17.500 1.1484 0.12767 0.12202 -0.0131 0.0550 1.0000 17.750 1.1112 0.13961 0.13418 -0.0205 0.0562 1.0000 18.000 1.0772 0.15213 0.14682 -0.0282 0.0574 1.0000 18.250 1.0549 0.16296 0.15771 -0.0343 0.0583 1.0000