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