XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: NACA M7 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 1.000 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -7.750 -0.5953 0.10758 0.10550 0.0545 0.7149 0.0043 -7.500 -0.5928 0.10409 0.10199 0.0523 0.7063 0.0043 -7.250 -0.5912 0.10071 0.09859 0.0501 0.6986 0.0044 -7.000 -0.5843 0.09710 0.09495 0.0476 0.6908 0.0044 -6.750 -0.5752 0.09343 0.09124 0.0449 0.6836 0.0046 -6.500 -0.5644 0.08972 0.08748 0.0422 0.6761 0.0047 -6.250 -0.5519 0.08596 0.08368 0.0396 0.6693 0.0049 -6.000 -0.5377 0.08218 0.07984 0.0371 0.6623 0.0051 -5.750 -0.5218 0.07833 0.07594 0.0346 0.6558 0.0056 -5.500 -0.4973 0.07451 0.07203 0.0314 0.6491 0.0063 -5.250 -0.4743 0.07067 0.06809 0.0286 0.6429 0.0064 -5.000 -0.4529 0.06696 0.06428 0.0267 0.6363 0.0064 -4.750 -0.4315 0.06338 0.06060 0.0254 0.6300 0.0064 -4.500 -0.4090 0.05989 0.05702 0.0243 0.6236 0.0065 -4.250 -0.3860 0.05648 0.05348 0.0234 0.6173 0.0065 -4.000 -0.3629 0.05311 0.05001 0.0227 0.6114 0.0065 -3.750 -0.3391 0.04984 0.04662 0.0223 0.6051 0.0065 -3.500 -0.3192 0.04522 0.04186 0.0220 0.5998 0.0066 -3.250 -0.2974 0.04243 0.03897 0.0218 0.5935 0.0068 -3.000 -0.2738 0.03986 0.03628 0.0217 0.5876 0.0069 -2.750 -0.2488 0.03733 0.03363 0.0218 0.5816 0.0071 -2.500 -0.2229 0.03484 0.03100 0.0219 0.5756 0.0073 -2.250 -0.1963 0.03237 0.02837 0.0222 0.5701 0.0076 -2.000 -0.1692 0.02992 0.02576 0.0227 0.5642 0.0080 -1.750 -0.1410 0.02746 0.02310 0.0235 0.5588 0.0087 -1.500 -0.1097 0.02516 0.02061 0.0247 0.5534 0.0095 -1.250 -0.0811 0.02265 0.01786 0.0258 0.5480 0.0096 -1.000 -0.0532 0.02009 0.01498 0.0270 0.5429 0.0096 1.250 0.1974 0.00947 0.00284 0.0303 0.4850 0.0136 1.500 0.2250 0.00910 0.00241 0.0306 0.4779 0.0143 1.750 0.2516 0.00858 0.00183 0.0309 0.4712 0.0156 2.000 0.2793 0.00839 0.00161 0.0310 0.4631 0.0178 2.250 0.3074 0.00828 0.00144 0.0310 0.4552 0.0183 2.500 0.3357 0.00822 0.00131 0.0310 0.4462 0.0203 2.750 0.3640 0.00820 0.00124 0.0309 0.4343 0.0253 3.000 0.3916 0.00805 0.00132 0.0308 0.4200 0.1446 3.250 0.4198 0.00806 0.00135 0.0306 0.4030 0.1825 3.500 0.4304 0.00613 0.00140 0.0341 0.3890 0.9556 3.750 0.4666 0.00644 0.00162 0.0323 0.3567 0.9843 4.000 0.5231 0.00725 0.00202 0.0252 0.2705 0.9901 4.250 0.5606 0.00911 0.00291 0.0214 0.0500 0.9918 4.500 0.5976 0.00941 0.00315 0.0192 0.0408 0.9946 4.750 0.6457 0.00968 0.00342 0.0144 0.0387 0.9964 5.000 0.6810 0.00989 0.00364 0.0125 0.0376 0.9974 5.250 0.7166 0.01014 0.00390 0.0105 0.0361 0.9985 5.500 0.7515 0.01044 0.00422 0.0086 0.0342 0.9995 5.750 0.7834 0.01077 0.00460 0.0074 0.0328 1.0000 6.000 0.8094 0.01110 0.00497 0.0074 0.0321 1.0000 6.250 0.8352 0.01144 0.00536 0.0075 0.0317 1.0000 6.500 0.8608 0.01181 0.00578 0.0075 0.0316 1.0000 6.750 0.8863 0.01221 0.00625 0.0076 0.0316 1.0000 7.000 0.9114 0.01265 0.00675 0.0077 0.0315 1.0000 7.250 0.9362 0.01314 0.00730 0.0077 0.0312 1.0000 7.500 0.9608 0.01366 0.00788 0.0078 0.0313 1.0000 7.750 0.9849 0.01422 0.00852 0.0080 0.0314 1.0000 8.000 1.0085 0.01483 0.00919 0.0081 0.0314 1.0000 8.250 1.0315 0.01551 0.00993 0.0084 0.0311 1.0000 8.500 1.0525 0.01662 0.01111 0.0086 0.0295 1.0000 8.750 1.0689 0.01871 0.01330 0.0092 0.0280 1.0000 9.000 1.0942 0.01823 0.01288 0.0095 0.0275 1.0000 9.250 1.1173 0.01835 0.01304 0.0099 0.0269 1.0000 9.500 1.1406 0.01840 0.01314 0.0103 0.0258 1.0000 9.750 1.1636 0.01852 0.01329 0.0107 0.0244 1.0000 10.000 1.1866 0.01864 0.01345 0.0111 0.0230 1.0000 10.250 1.2107 0.01854 0.01334 0.0114 0.0215 1.0000 10.500 1.2283 0.01951 0.01435 0.0119 0.0193 1.0000 10.750 1.2628 0.01771 0.01242 0.0120 0.0169 1.0000 11.000 1.2871 0.01765 0.01208 0.0123 0.0085 1.0000 11.250 1.3044 0.01878 0.01330 0.0128 0.0068 1.0000 11.500 1.3199 0.02005 0.01469 0.0134 0.0057 1.0000 11.750 1.3358 0.02107 0.01583 0.0141 0.0053 1.0000 12.000 1.3493 0.02227 0.01714 0.0148 0.0049 1.0000 12.250 1.3600 0.02365 0.01864 0.0155 0.0045 1.0000 12.500 1.3673 0.02557 0.02068 0.0153 0.0043 1.0000 12.750 1.3653 0.02792 0.02314 0.0158 0.0041 1.0000 13.000 1.3631 0.03082 0.02617 0.0156 0.0039 1.0000 13.250 1.3575 0.03431 0.02982 0.0150 0.0037 1.0000 13.500 1.3463 0.03852 0.03422 0.0144 0.0035 1.0000 13.750 1.3443 0.04170 0.03753 0.0137 0.0035 1.0000 14.000 1.3448 0.04461 0.04055 0.0131 0.0034 1.0000 14.250 1.3443 0.04766 0.04372 0.0124 0.0033 1.0000 14.500 1.3419 0.05100 0.04717 0.0115 0.0032 1.0000 14.750 1.3372 0.05467 0.05098 0.0105 0.0031 1.0000 15.000 1.3311 0.05859 0.05502 0.0094 0.0030 1.0000 15.250 1.3245 0.06270 0.05925 0.0080 0.0030 1.0000 15.500 1.3170 0.06714 0.06381 0.0065 0.0029 1.0000 15.750 1.3082 0.07197 0.06877 0.0046 0.0028 1.0000 16.000 1.2987 0.07702 0.07394 0.0026 0.0028 1.0000 16.250 1.2886 0.08231 0.07934 0.0005 0.0027 1.0000 16.500 1.2766 0.08809 0.08524 -0.0020 0.0027 1.0000 16.750 1.2636 0.09414 0.09142 -0.0046 0.0026 1.0000 17.000 1.2486 0.10077 0.09817 -0.0075 0.0026 1.0000 17.250 1.2332 0.10759 0.10511 -0.0106 0.0026 1.0000 17.500 1.2161 0.11495 0.11260 -0.0140 0.0026 1.0000 17.750 1.1981 0.12276 0.12053 -0.0177 0.0026 1.0000 18.000 1.1792 0.13097 0.12886 -0.0216 0.0026 1.0000 18.250 1.1584 0.13998 0.13800 -0.0260 0.0027 1.0000 18.500 1.1362 0.14976 0.14790 -0.0309 0.0028 1.0000 18.750 1.1101 0.16102 0.15929 -0.0366 0.0029 1.0000