XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: NACA M2 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -9.000 -0.6927 0.09590 0.09101 0.0072 1.0000 0.1207 -8.750 -0.7231 0.08926 0.08443 -0.0033 1.0000 0.1235 -8.500 -0.7655 0.08552 0.08030 -0.0103 1.0000 0.1248 -8.250 -0.7233 0.07912 0.07427 -0.0056 1.0000 0.1284 -8.000 -0.7188 0.07514 0.07025 -0.0061 1.0000 0.1329 -7.750 -0.7421 0.06995 0.06463 -0.0111 1.0000 0.1403 -7.500 -0.7183 0.06613 0.06102 -0.0088 1.0000 0.1465 -7.250 -0.7183 0.06169 0.05638 -0.0100 1.0000 0.1574 -7.000 -0.7130 0.05807 0.05254 -0.0103 1.0000 0.1708 -6.750 -0.6962 0.04594 0.03899 -0.0117 1.0000 0.0938 -6.500 -0.6807 0.03962 0.03175 -0.0101 1.0000 0.0809 -6.250 -0.6609 0.03687 0.02837 -0.0088 1.0000 0.0819 -6.000 -0.6411 0.03288 0.02410 -0.0082 1.0000 0.0834 -5.750 -0.6180 0.03006 0.02093 -0.0074 1.0000 0.0839 -5.500 -0.5941 0.02809 0.01884 -0.0068 1.0000 0.0869 -5.250 -0.5695 0.02649 0.01697 -0.0060 1.0000 0.0917 -5.000 -0.5438 0.02473 0.01480 -0.0051 1.0000 0.0943 -4.750 -0.5182 0.02283 0.01272 -0.0045 1.0000 0.0976 -4.500 -0.4933 0.02162 0.01152 -0.0039 1.0000 0.1050 -4.250 -0.4678 0.02025 0.01005 -0.0031 1.0000 0.1125 -4.000 -0.4430 0.01901 0.00882 -0.0023 1.0000 0.1229 -3.750 -0.4200 0.01753 0.00753 -0.0013 1.0000 0.1414 -3.500 -0.3992 0.01617 0.00646 -0.0001 1.0000 0.1777 -3.250 -0.3781 0.01505 0.00558 0.0010 1.0000 0.2167 -3.000 -0.3596 0.01338 0.00489 0.0022 1.0000 0.3544 -2.750 -0.3492 0.01189 0.00509 0.0071 1.0000 0.7175 -2.500 -0.3290 0.01200 0.00557 0.0117 1.0000 0.8506 -2.250 -0.2946 0.01246 0.00592 0.0126 1.0000 0.9182 -2.000 -0.2399 0.01279 0.00600 0.0085 1.0000 0.9571 -1.750 -0.1618 0.01292 0.00586 -0.0012 1.0000 0.9784 -1.500 -0.0824 0.01280 0.00552 -0.0118 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0657 0.01249 0.00517 -0.0107 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0499 0.01225 0.00490 -0.0093 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0355 0.01208 0.00470 -0.0075 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0228 0.01196 0.00456 -0.0052 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0114 0.01189 0.00448 -0.0026 1.0000 1.0000 0.000 0.0000 0.01186 0.00446 0.0000 1.0000 1.0000 0.250 0.0114 0.01189 0.00448 0.0026 1.0000 1.0000 0.500 0.0228 0.01196 0.00456 0.0052 1.0000 1.0000 0.750 0.0355 0.01208 0.00470 0.0075 1.0000 1.0000 1.000 0.0499 0.01225 0.00490 0.0093 1.0000 1.0000 1.250 0.0657 0.01249 0.00517 0.0107 1.0000 1.0000 1.500 0.0825 0.01280 0.00552 0.0118 1.0000 1.0000 1.750 0.1618 0.01292 0.00586 0.0012 0.9784 1.0000 2.000 0.2399 0.01279 0.00600 -0.0085 0.9571 1.0000 2.250 0.2945 0.01246 0.00592 -0.0126 0.9183 1.0000 2.500 0.3290 0.01200 0.00557 -0.0117 0.8507 1.0000 2.750 0.3492 0.01189 0.00509 -0.0071 0.7178 1.0000 3.000 0.3596 0.01337 0.00489 -0.0022 0.3550 1.0000 3.250 0.3780 0.01505 0.00557 -0.0010 0.2168 1.0000 3.500 0.3992 0.01617 0.00646 0.0001 0.1777 1.0000 3.750 0.4200 0.01753 0.00753 0.0013 0.1414 1.0000 4.000 0.4430 0.01901 0.00882 0.0023 0.1229 1.0000 4.250 0.4678 0.02024 0.01005 0.0031 0.1125 1.0000 4.500 0.4933 0.02162 0.01152 0.0039 0.1050 1.0000 4.750 0.5182 0.02283 0.01272 0.0045 0.0976 1.0000 5.000 0.5438 0.02473 0.01479 0.0051 0.0943 1.0000 5.250 0.5695 0.02649 0.01696 0.0060 0.0917 1.0000 5.500 0.5941 0.02809 0.01885 0.0068 0.0869 1.0000 5.750 0.6180 0.03006 0.02093 0.0074 0.0839 1.0000 6.000 0.6412 0.03287 0.02410 0.0082 0.0834 1.0000 6.250 0.6609 0.03687 0.02837 0.0088 0.0819 1.0000 6.500 0.6807 0.03962 0.03175 0.0101 0.0809 1.0000 7.250 0.7184 0.06170 0.05639 0.0100 0.1574 1.0000 7.500 0.7184 0.06613 0.06102 0.0088 0.1465 1.0000 7.750 0.7423 0.06995 0.06463 0.0111 0.1403 1.0000 8.000 0.7190 0.07515 0.07026 0.0061 0.1329 1.0000 8.250 0.7237 0.07913 0.07428 0.0056 0.1284 1.0000 8.500 0.7655 0.08553 0.08030 0.0103 0.1248 1.0000 8.750 0.7231 0.08930 0.08447 0.0032 0.1235 1.0000 9.000 0.6932 0.09594 0.09106 -0.0073 0.1206 1.0000 9.250 0.6879 0.10072 0.09579 -0.0109 0.1167 1.0000 9.500 0.6938 0.10454 0.09961 -0.0110 0.1134 1.0000 9.750 0.5644 0.10157 0.09678 -0.0019 0.1227 1.0000 10.000 0.5509 0.10609 0.10126 -0.0048 0.1186 1.0000