XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: NACA M27 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -11.750 -0.2230 0.14526 0.14083 -0.0146 0.7887 0.0420 -11.500 -0.2174 0.14321 0.13874 -0.0161 0.7832 0.0429 -11.250 -0.2150 0.14285 0.13837 -0.0192 0.7780 0.0436 -10.750 -0.1990 0.13544 0.13093 -0.0212 0.7667 0.0445 -10.500 -0.1882 0.13142 0.12689 -0.0216 0.7612 0.0453 -10.250 -0.1790 0.12831 0.12378 -0.0229 0.7551 0.0462 -10.000 -0.1722 0.12559 0.12101 -0.0237 0.7504 0.0472 -9.750 -0.1643 0.12290 0.11830 -0.0251 0.7455 0.0483 -9.500 -0.1554 0.12023 0.11564 -0.0273 0.7398 0.0496 -9.250 -0.1492 0.11807 0.11345 -0.0291 0.7353 0.0509 -9.000 -0.1471 0.11722 0.11256 -0.0318 0.7317 0.0518 -8.750 -0.1463 0.11745 0.11287 -0.0383 0.7258 0.0522 -8.250 -0.1218 0.10738 0.10273 -0.0364 0.7169 0.0538 -8.000 -0.1113 0.10422 0.09957 -0.0375 0.7122 0.0549 -7.750 -0.1011 0.10145 0.09681 -0.0396 0.7068 0.0562 -7.500 -0.0943 0.09895 0.09429 -0.0412 0.7026 0.0574 -7.250 -0.0914 0.09692 0.09221 -0.0421 0.6993 0.0587 -7.000 -0.0815 0.09501 0.09033 -0.0456 0.6938 0.0603 -6.750 -0.0700 0.09488 0.09014 -0.0514 0.6888 0.0618 -6.500 -0.0545 0.09660 0.09163 -0.0582 0.6850 0.0625 -6.250 -0.0481 0.08968 0.08477 -0.0552 0.6822 0.0632 -6.000 -0.0351 0.08531 0.08051 -0.0549 0.6765 0.0645 -5.750 -0.0220 0.08257 0.07774 -0.0556 0.6718 0.0663 -5.500 -0.0086 0.08016 0.07524 -0.0565 0.6683 0.0682 -5.250 0.0061 0.07798 0.07294 -0.0575 0.6654 0.0704 -5.000 0.0364 0.07853 0.07337 -0.0639 0.6584 0.0738 -4.750 0.0620 0.07827 0.07286 -0.0674 0.6542 0.0748 -4.500 0.0693 0.07295 0.06761 -0.0657 0.6514 0.0757 -4.250 0.0808 0.06958 0.06417 -0.0644 0.6490 0.0771 -4.000 0.0984 0.06793 0.06261 -0.0663 0.6417 0.0797 -3.750 0.1184 0.06622 0.06078 -0.0671 0.6375 0.0836 -3.500 0.1590 0.06836 0.06238 -0.0701 0.6344 0.0882 -3.250 0.1679 0.06353 0.05762 -0.0691 0.6316 0.0893 -3.000 0.1809 0.06184 0.05607 -0.0701 0.6245 0.0910 -2.750 0.1988 0.05994 0.05410 -0.0698 0.6207 0.0940 -2.500 0.2229 0.05844 0.05239 -0.0697 0.6181 0.0991 -2.250 0.2521 0.05893 0.05258 -0.0710 0.6134 0.1034 -2.000 0.2619 0.05730 0.05106 -0.0712 0.6069 0.1051 -1.750 0.2800 0.05557 0.04927 -0.0706 0.6037 0.1094 -1.500 0.3120 0.05524 0.04856 -0.0706 0.6015 0.1187 -1.250 0.3161 0.05529 0.04878 -0.0708 0.5936 0.1208 -1.000 0.3329 0.05442 0.04784 -0.0703 0.5891 0.1260 -0.750 0.3616 0.05359 0.04672 -0.0700 0.5865 0.1349 -0.500 0.3846 0.05140 0.04444 -0.0691 0.5848 0.1414 -0.250 0.3682 0.05599 0.04921 -0.0692 0.5733 0.1427 0.000 0.3960 0.05455 0.04757 -0.0687 0.5709 0.1529 0.250 0.4270 0.05289 0.04568 -0.0681 0.5692 0.1671 0.500 0.4577 0.05089 0.04349 -0.0673 0.5680 0.1835 0.750 0.4039 0.05920 0.05212 -0.0664 0.5543 0.1721 1.000 0.3700 0.06347 0.05645 -0.0629 0.5470 0.1696 1.250 0.4705 0.05567 0.04823 -0.0655 0.5510 0.2288 1.500 0.2723 0.08201 0.07541 -0.0633 0.5991 0.1534 1.750 0.2798 0.08467 0.07787 -0.0626 0.5989 0.1648 2.000 0.2662 0.08467 0.07790 -0.0602 0.5897 0.1657 2.250 0.2998 0.08430 0.07740 -0.0612 0.5860 0.1820 2.500 0.3508 0.08411 0.07706 -0.0635 0.5836 0.2142 2.750 0.3375 0.08598 0.07896 -0.0619 0.5828 0.2179 3.000 0.3924 0.08051 0.07327 -0.0608 0.5507 0.3060 5.250 0.5134 0.09683 0.08802 -0.0570 0.5365 0.1175 5.500 0.4874 0.09860 0.08984 -0.0547 0.5295 0.1174 5.750 0.5066 0.09958 0.09077 -0.0547 0.5247 0.1165 6.000 0.5375 0.10081 0.09192 -0.0552 0.5219 0.1154 6.250 0.5778 0.10288 0.09383 -0.0564 0.5203 0.1173 6.500 0.5455 0.10431 0.09533 -0.0539 0.5112 0.1166 6.750 0.5692 0.10579 0.09679 -0.0542 0.5077 0.1215 7.000 0.5969 0.10756 0.09849 -0.0543 0.5056 0.1343 7.250 0.6299 0.10978 0.10065 -0.0547 0.5043 0.1564 7.500 0.5962 0.11110 0.10199 -0.0524 0.4944 0.1486 7.750 0.6192 0.11253 0.10341 -0.0523 0.4911 0.1941 8.000 0.6683 0.11464 0.10687 -0.0571 0.4892 1.0000 8.250 0.7016 0.11789 0.10992 -0.0579 0.4882 1.0000 8.500 0.6587 0.11849 0.11063 -0.0552 0.4776 1.0000 8.750 0.6827 0.12050 0.11252 -0.0552 0.4746 1.0000 9.000 0.7137 0.12333 0.11525 -0.0557 0.4731 1.0000 9.250 0.6821 0.12499 0.11697 -0.0542 0.4650 1.0000 9.500 0.6988 0.12686 0.11880 -0.0540 0.4608 1.0000 9.750 0.7245 0.12918 0.12105 -0.0541 0.4584 1.0000 10.000 0.7581 0.13256 0.12439 -0.0548 0.4571 1.0000 10.250 0.7203 0.13345 0.12534 -0.0534 0.4474 1.0000 10.500 0.7399 0.13553 0.12740 -0.0534 0.4442 1.0000