XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: NACA M23 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 -0.3381 0.11296 0.10902 -0.0008 0.8529 0.0423 -8.250 -0.3334 0.11158 0.10764 -0.0047 0.8427 0.0432 -8.000 -0.3324 0.11103 0.10708 -0.0096 0.8333 0.0436 -7.750 -0.3262 0.11083 0.10679 -0.0153 0.8252 0.0439 -7.500 -0.3170 0.10462 0.10060 -0.0153 0.8175 0.0445 -7.250 -0.3098 0.09841 0.09437 -0.0106 0.8109 0.0460 -7.000 -0.2993 0.09494 0.09089 -0.0118 0.8030 0.0475 -6.750 -0.2906 0.09205 0.08795 -0.0130 0.7963 0.0489 -6.500 -0.2773 0.08903 0.08490 -0.0158 0.7888 0.0508 -6.250 -0.2643 0.08636 0.08215 -0.0183 0.7824 0.0528 -6.000 -0.2384 0.08569 0.08132 -0.0255 0.7750 0.0556 -5.750 -0.2078 0.08673 0.08205 -0.0324 0.7683 0.0564 -5.500 -0.2076 0.07841 0.07389 -0.0293 0.7628 0.0576 -5.250 -0.1971 0.07424 0.06972 -0.0284 0.7561 0.0599 -5.000 -0.1820 0.07150 0.06688 -0.0289 0.7512 0.0633 -4.750 -0.1515 0.06982 0.06503 -0.0334 0.7435 0.0684 -4.500 -0.1190 0.06905 0.06391 -0.0374 0.7380 0.0705 -4.250 -0.1097 0.06373 0.05869 -0.0366 0.7321 0.0722 -4.000 -0.0925 0.06067 0.05558 -0.0368 0.7260 0.0753 -3.750 -0.0695 0.05876 0.05345 -0.0374 0.7215 0.0813 -3.500 -0.0378 0.05678 0.05127 -0.0405 0.7141 0.0861 -3.250 -0.0218 0.05372 0.04816 -0.0398 0.7091 0.0897 -3.000 0.0197 0.05512 0.04902 -0.0423 0.7032 0.0990 -2.750 0.0327 0.05002 0.04407 -0.0422 0.6972 0.1012 -2.500 0.0522 0.04771 0.04163 -0.0415 0.6929 0.1068 -2.250 0.0824 0.04636 0.04006 -0.0430 0.6863 0.1156 -2.000 0.1117 0.04584 0.03923 -0.0435 0.6807 0.1283 -1.750 0.1284 0.04263 0.03602 -0.0424 0.6771 0.1330 -1.500 0.1578 0.04152 0.03475 -0.0439 0.6698 0.1448 -1.250 0.1835 0.04028 0.03328 -0.0436 0.6649 0.1581 -1.000 0.2068 0.03878 0.03158 -0.0428 0.6614 0.1726 -0.750 0.2331 0.03745 0.03025 -0.0441 0.6536 0.1892 -0.500 0.2560 0.03606 0.02872 -0.0435 0.6493 0.2179 -0.250 0.2776 0.03463 0.02722 -0.0430 0.6447 0.2614 0.000 0.2818 0.01644 0.00963 -0.0422 0.6298 0.3180 0.250 0.3033 0.01567 0.00887 -0.0425 0.6228 0.3551 0.500 0.3273 0.01452 0.00758 -0.0416 0.6192 0.3831 0.750 0.3554 0.01452 0.00737 -0.0419 0.6141 0.3898 1.000 0.4376 0.03174 0.02282 -0.0430 0.6188 0.1404 1.250 0.4677 0.03098 0.02186 -0.0433 0.6133 0.1186 1.500 0.4970 0.03101 0.02156 -0.0433 0.6073 0.1131 1.750 0.5246 0.02994 0.02041 -0.0426 0.6038 0.1105 2.000 0.5526 0.02995 0.02040 -0.0433 0.5975 0.1080 2.250 0.5804 0.02983 0.02023 -0.0436 0.5920 0.1072 2.500 0.6110 0.02923 0.01951 -0.0432 0.5889 0.1087 2.750 0.6393 0.02984 0.02012 -0.0445 0.5818 0.1124 3.000 0.6634 0.02985 0.02017 -0.0441 0.5767 0.1214 3.250 0.6877 0.02953 0.01976 -0.0427 0.5739 0.1418 3.500 0.7077 0.03056 0.02107 -0.0433 0.5663 0.2044 3.750 0.8029 0.02917 0.02084 -0.0563 0.5611 1.0000 4.000 0.8268 0.02909 0.02062 -0.0547 0.5585 1.0000 4.250 0.8448 0.03135 0.02300 -0.0562 0.5496 1.0000 4.500 0.8679 0.03153 0.02312 -0.0551 0.5459 1.0000 4.750 0.8927 0.03129 0.02281 -0.0535 0.5436 1.0000 5.000 0.9045 0.03434 0.02605 -0.0550 0.5336 1.0000 5.250 0.9284 0.03436 0.02604 -0.0537 0.5305 1.0000 5.500 0.9505 0.03481 0.02649 -0.0527 0.5269 1.0000 5.750 0.9575 0.03791 0.02975 -0.0534 0.5174 1.0000 6.000 0.9833 0.03769 0.02956 -0.0520 0.5151 1.0000 6.250 0.9746 0.04269 0.03473 -0.0527 0.5035 1.0000 6.500 1.0023 0.04221 0.03427 -0.0513 0.5012 1.0000 6.750 0.9719 0.04952 0.04170 -0.0521 0.4882 1.0000 7.000 1.0047 0.04846 0.04070 -0.0504 0.4863 1.0000 7.250 1.0396 0.04712 0.03946 -0.0488 0.4850 1.0000 7.750 1.0273 0.05504 0.04752 -0.0482 0.4693 1.0000 8.000 1.1200 0.04325 0.03585 -0.0431 0.4605 1.0000 8.250 1.0122 0.06210 0.05467 -0.0462 0.4552 1.0000 8.500 1.0577 0.05751 0.05022 -0.0434 0.4423 1.0000 8.750 0.9325 0.07612 0.06863 -0.0457 0.4352 1.0000 9.000 0.9442 0.07789 0.07049 -0.0451 0.4298 1.0000 9.250 0.9597 0.07900 0.07170 -0.0442 0.4229 1.0000 9.500 1.2794 0.02870 0.02033 -0.0276 0.2041 1.0000 9.750 1.2531 0.03262 0.02391 -0.0251 0.1547 1.0000 10.000 1.2279 0.03713 0.02815 -0.0236 0.1113 1.0000 10.250 1.2054 0.04187 0.03268 -0.0227 0.0845 1.0000 10.500 1.1884 0.04632 0.03704 -0.0222 0.0720 1.0000 10.750 1.1764 0.05040 0.04115 -0.0218 0.0651 1.0000 11.000 1.1650 0.05451 0.04532 -0.0215 0.0608 1.0000 11.250 1.1541 0.05867 0.04954 -0.0214 0.0577 1.0000 11.500 1.1474 0.06241 0.05343 -0.0214 0.0549 1.0000 11.750 1.1403 0.06626 0.05739 -0.0214 0.0523 1.0000 12.000 1.1334 0.07020 0.06142 -0.0215 0.0501 1.0000 12.250 1.1268 0.07405 0.06533 -0.0216 0.0484 1.0000 12.500 1.1250 0.07691 0.06822 -0.0209 0.0470 1.0000 12.750 1.1351 0.07798 0.06941 -0.0193 0.0457 1.0000 13.000 1.1562 0.07701 0.06844 -0.0162 0.0442 1.0000 13.250 1.1904 0.07434 0.06571 -0.0113 0.0426 1.0000 13.500 1.2180 0.07361 0.06495 -0.0080 0.0402 1.0000 13.750 1.2617 0.07243 0.06376 -0.0037 0.0386 1.0000 14.000 1.2993 0.07324 0.06481 -0.0007 0.0390 1.0000 14.250 1.3191 0.07586 0.06778 0.0009 0.0401 1.0000 14.500 1.3188 0.07981 0.07212 0.0015 0.0412 1.0000 14.750 1.3140 0.08420 0.07686 0.0017 0.0423 1.0000 15.000 1.3064 0.08889 0.08185 0.0015 0.0433 1.0000 15.250 1.2971 0.09385 0.08708 0.0011 0.0444 1.0000 15.500 1.2873 0.09911 0.09256 0.0004 0.0453 1.0000 15.750 1.2808 0.10489 0.09853 -0.0002 0.0464 1.0000 16.000 1.2840 0.10922 0.10305 -0.0004 0.0479 1.0000 16.250 1.2577 0.11448 0.10858 -0.0033 0.0486 1.0000 16.500 1.2247 0.12184 0.11621 -0.0079 0.0492 1.0000 16.750 1.1921 0.13043 0.12505 -0.0134 0.0496 1.0000 17.000 1.1610 0.14005 0.13487 -0.0198 0.0499 1.0000 17.250 1.1279 0.15144 0.14643 -0.0276 0.0502 1.0000 17.500 1.0846 0.16766 0.16276 -0.0388 0.0510 1.0000 17.750 1.0500 0.18616 0.18119 -0.0497 0.0554 1.0000