XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: NACA M17 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -8.500 -0.4430 0.11050 0.10426 0.0025 1.0000 0.1388 -8.250 -0.4474 0.10879 0.10265 -0.0014 1.0000 0.1429 -8.000 -0.4583 0.10844 0.10240 -0.0086 1.0000 0.1442 -7.750 -0.4303 0.10041 0.09436 -0.0027 1.0000 0.1528 -7.500 -0.4352 0.09895 0.09299 -0.0086 1.0000 0.1582 -7.250 -0.4210 0.09366 0.08774 -0.0069 1.0000 0.1653 -7.000 -0.4213 0.09229 0.08640 -0.0136 1.0000 0.1733 -6.500 -0.4014 0.08428 0.07849 -0.0161 1.0000 0.1898 -6.250 -0.3896 0.08060 0.07483 -0.0164 1.0000 0.2012 -6.000 -0.3785 0.07661 0.07091 -0.0166 1.0000 0.2103 -5.750 -0.3706 0.07355 0.06790 -0.0183 1.0000 0.2222 -5.500 -0.3681 0.07122 0.06562 -0.0188 1.0000 0.2349 -5.250 -0.3780 0.07078 0.06519 -0.0174 1.0000 0.2467 -5.000 -0.3836 0.06779 0.06235 -0.0127 1.0000 0.2545 -4.750 -0.3917 0.06621 0.06081 -0.0103 1.0000 0.2669 -4.500 -0.3964 0.06433 0.05897 -0.0079 1.0000 0.2832 -4.250 -0.3998 0.06271 0.05732 -0.0066 1.0000 0.3072 -3.500 -0.4006 0.05469 0.04951 0.0035 0.9977 0.4150 -3.250 -0.3833 0.05088 0.04576 0.0051 0.9887 0.4853 -3.000 -0.3620 0.04721 0.04215 0.0067 0.9797 0.5413 -2.750 -0.3378 0.04376 0.03874 0.0077 0.9708 0.5913 -2.500 -0.3104 0.04087 0.03583 0.0070 0.9609 0.6262 -2.250 -0.2563 0.03787 0.03255 -0.0034 0.9504 0.6241 -2.000 -0.0784 0.03935 0.03138 -0.0448 0.9358 0.2883 -1.750 -0.0134 0.03756 0.02868 -0.0509 0.9271 0.2115 -1.500 0.0271 0.03662 0.02698 -0.0528 0.9167 0.1883 -1.250 0.0712 0.03501 0.02495 -0.0556 0.9083 0.1752 -1.000 0.1146 0.03378 0.02339 -0.0584 0.8994 0.1695 -0.750 0.1485 0.03303 0.02235 -0.0596 0.8898 0.1671 -0.500 0.1985 0.03216 0.02112 -0.0631 0.8823 0.1711 -0.250 0.2290 0.03188 0.02071 -0.0638 0.8721 0.1800 0.000 0.2687 0.03153 0.02015 -0.0657 0.8636 0.1894 0.250 0.3043 0.03111 0.01972 -0.0669 0.8552 0.2054 0.500 0.3261 0.03105 0.01975 -0.0663 0.8461 0.2330 0.750 0.4185 0.02826 0.01837 -0.0768 0.8398 1.0000 1.000 0.4326 0.02926 0.01917 -0.0753 0.8299 1.0000 1.250 0.4592 0.03004 0.01974 -0.0754 0.8217 1.0000 1.500 0.4748 0.03107 0.02064 -0.0742 0.8124 1.0000 1.750 0.4911 0.03215 0.02161 -0.0732 0.8038 1.0000 2.000 0.5160 0.03302 0.02239 -0.0731 0.7957 1.0000 2.250 0.5244 0.03438 0.02368 -0.0713 0.7869 1.0000 2.500 0.5552 0.03516 0.02440 -0.0719 0.7797 1.0000 2.750 0.5571 0.03678 0.02598 -0.0695 0.7707 1.0000 3.000 0.5834 0.03777 0.02695 -0.0697 0.7633 1.0000 3.250 0.5887 0.03936 0.02854 -0.0678 0.7546 1.0000 3.500 0.6076 0.04065 0.02982 -0.0673 0.7469 1.0000 3.750 0.6208 0.04208 0.03127 -0.0662 0.7383 1.0000 4.000 0.6314 0.04368 0.03287 -0.0650 0.7300 1.0000 4.250 0.6590 0.04475 0.03400 -0.0652 0.7212 1.0000 4.500 0.6561 0.04674 0.03603 -0.0627 0.7120 1.0000 4.750 0.6782 0.04805 0.03740 -0.0624 0.7021 1.0000 5.000 0.7081 0.04905 0.03850 -0.0627 0.6910 1.0000 5.250 0.7058 0.05106 0.04053 -0.0602 0.6797 1.0000 5.500 0.7187 0.05260 0.04216 -0.0590 0.6673 1.0000 5.750 0.7365 0.05397 0.04366 -0.0580 0.6537 1.0000 6.000 0.7551 0.05527 0.04508 -0.0570 0.6394 1.0000 6.250 0.7732 0.05660 0.04653 -0.0560 0.6248 1.0000 6.500 0.7908 0.05795 0.04802 -0.0548 0.6098 1.0000 6.750 0.8077 0.05933 0.04955 -0.0536 0.5943 1.0000 7.000 0.8242 0.06076 0.05118 -0.0524 0.5788 1.0000 7.250 0.8422 0.06209 0.05268 -0.0511 0.5627 1.0000 7.500 0.8611 0.06337 0.05416 -0.0499 0.5468 1.0000 7.750 0.8834 0.06435 0.05536 -0.0485 0.5306 1.0000 8.000 0.9072 0.06518 0.05649 -0.0471 0.5148 1.0000 8.250 0.9382 0.06523 0.05686 -0.0453 0.4990 1.0000 8.500 1.1020 0.03088 0.02313 -0.0212 0.3383 1.0000 8.750 1.0816 0.03357 0.02437 -0.0157 0.2051 1.0000 9.000 1.0661 0.03715 0.02731 -0.0123 0.1645 1.0000 9.250 1.0571 0.04012 0.02992 -0.0094 0.1441 1.0000 9.500 1.0574 0.04268 0.03233 -0.0072 0.1272 1.0000 9.750 1.0650 0.04484 0.03435 -0.0050 0.1142 1.0000 10.000 1.1010 0.04618 0.03561 -0.0025 0.1023 1.0000 10.250 1.1580 0.04870 0.03801 -0.0028 0.0912 1.0000 10.500 1.1796 0.05157 0.04137 -0.0017 0.0875 1.0000 10.750 1.2010 0.05517 0.04537 -0.0007 0.0859 1.0000 11.000 1.2121 0.05903 0.04966 0.0006 0.0854 1.0000 11.250 1.2142 0.06307 0.05411 0.0022 0.0856 1.0000 11.500 1.2079 0.06709 0.05851 0.0039 0.0859 1.0000 11.750 1.1939 0.07100 0.06273 0.0057 0.0864 1.0000 12.000 1.1758 0.07527 0.06727 0.0066 0.0870 1.0000 12.250 1.1555 0.08006 0.07229 0.0066 0.0877 1.0000 12.500 1.1337 0.08540 0.07784 0.0056 0.0885 1.0000 12.750 1.1116 0.09132 0.08392 0.0038 0.0894 1.0000 13.000 1.0914 0.09769 0.09041 0.0015 0.0903 1.0000 13.250 1.0756 0.10427 0.09708 -0.0008 0.0912 1.0000