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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -8.000 -0.4511 0.11249 0.10701 0.0191 1.0000 0.0566 -7.750 -0.4442 0.10968 0.10429 0.0157 1.0000 0.0584 -7.500 -0.4375 0.10760 0.10228 0.0109 1.0000 0.0598 -7.250 -0.4262 0.10603 0.10074 0.0044 1.0000 0.0606 -7.000 -0.4107 0.10456 0.09926 -0.0024 1.0000 0.0610 -6.750 -0.3999 0.09659 0.09144 0.0000 1.0000 0.0626 -6.500 -0.3862 0.09184 0.08671 -0.0010 1.0000 0.0651 -6.250 -0.3699 0.08816 0.08306 -0.0044 1.0000 0.0682 -6.000 -0.3477 0.08497 0.07980 -0.0100 0.9476 0.0723 -5.750 -0.3159 0.08486 0.07937 -0.0195 0.9158 0.0750 -5.500 -0.3079 0.07860 0.07320 -0.0174 0.8982 0.0770 -5.000 -0.2766 0.07257 0.06695 -0.0193 0.8662 0.0855 -4.750 -0.2519 0.07102 0.06515 -0.0229 0.8523 0.0893 -4.500 -0.2406 0.06667 0.06081 -0.0218 0.8401 0.0924 -4.250 -0.2196 0.06423 0.05818 -0.0231 0.8281 0.0994 -3.750 -0.1793 0.05859 0.05225 -0.0245 0.8070 0.1111 -3.500 -0.1566 0.05609 0.04957 -0.0255 0.7969 0.1199 -3.250 -0.1324 0.05389 0.04716 -0.0265 0.7869 0.1326 -2.750 -0.0886 0.04886 0.04178 -0.0268 0.7688 0.1615 -2.500 -0.0664 0.04626 0.03905 -0.0268 0.7599 0.1785 -2.000 0.0058 0.04212 0.03401 -0.0282 0.7432 0.0989 -1.750 0.0392 0.03942 0.03081 -0.0273 0.7365 0.0569 -1.500 0.0750 0.03792 0.02867 -0.0270 0.7278 0.0473 -1.250 0.0989 0.03546 0.02608 -0.0266 0.7206 0.0452 -1.000 0.1276 0.03361 0.02391 -0.0264 0.7121 0.0431 -0.750 0.1563 0.03200 0.02192 -0.0259 0.7052 0.0424 -0.500 0.1867 0.03058 0.02011 -0.0257 0.6971 0.0435 -0.250 0.2167 0.02926 0.01840 -0.0252 0.6900 0.0445 0.000 0.2507 0.02800 0.01669 -0.0255 0.6821 0.0448 0.250 0.2875 0.02689 0.01511 -0.0262 0.6750 0.0457 0.500 0.3196 0.02598 0.01392 -0.0263 0.6672 0.0488 0.750 0.3464 0.02538 0.01314 -0.0257 0.6603 0.0571 1.000 0.3715 0.02489 0.01245 -0.0249 0.6528 0.0645 1.250 0.3956 0.02445 0.01192 -0.0238 0.6463 0.0839 1.500 0.4679 0.02237 0.01153 -0.0327 0.6377 1.0000 1.750 0.4928 0.02267 0.01148 -0.0321 0.6307 1.0000 2.000 0.5180 0.02302 0.01159 -0.0317 0.6230 1.0000 2.250 0.5425 0.02336 0.01171 -0.0312 0.6166 1.0000 2.500 0.5676 0.02377 0.01198 -0.0310 0.6087 1.0000 2.750 0.5918 0.02409 0.01215 -0.0302 0.6026 1.0000 3.000 0.6169 0.02461 0.01261 -0.0303 0.5945 1.0000 3.250 0.6405 0.02486 0.01275 -0.0292 0.5893 1.0000 3.500 0.6657 0.02551 0.01344 -0.0296 0.5804 1.0000 3.750 0.6893 0.02578 0.01364 -0.0285 0.5753 1.0000 4.000 0.7140 0.02652 0.01446 -0.0289 0.5665 1.0000 4.250 0.7375 0.02681 0.01476 -0.0279 0.5611 1.0000 4.500 0.7616 0.02762 0.01569 -0.0283 0.5525 1.0000 4.750 0.7852 0.02795 0.01605 -0.0273 0.5468 1.0000 5.000 0.8085 0.02881 0.01711 -0.0276 0.5383 1.0000 5.250 0.8319 0.02882 0.01715 -0.0261 0.5314 1.0000 5.500 0.8544 0.02904 0.01749 -0.0252 0.5186 1.0000 5.750 0.8770 0.02904 0.01758 -0.0239 0.5053 1.0000 6.000 0.8996 0.02907 0.01780 -0.0228 0.4923 1.0000 6.250 0.9227 0.02928 0.01818 -0.0218 0.4825 1.0000 6.500 0.9461 0.02927 0.01831 -0.0206 0.4728 1.0000 6.750 0.9686 0.02935 0.01864 -0.0196 0.4587 1.0000 7.000 0.9908 0.02960 0.01916 -0.0187 0.4452 1.0000 7.250 1.0131 0.02959 0.01938 -0.0176 0.4297 1.0000 7.500 1.0336 0.02956 0.01959 -0.0165 0.4052 1.0000 7.750 1.0538 0.02960 0.01991 -0.0154 0.3783 1.0000 8.000 1.0724 0.02982 0.02030 -0.0143 0.3413 1.0000 8.250 1.0881 0.03056 0.02115 -0.0133 0.2905 1.0000 8.500 1.0970 0.03198 0.02218 -0.0119 0.2083 1.0000 8.750 1.0950 0.03492 0.02459 -0.0109 0.1536 1.0000 9.000 1.0927 0.03787 0.02739 -0.0102 0.1297 1.0000 9.250 1.0898 0.04081 0.03030 -0.0097 0.1175 1.0000 9.500 1.0843 0.04380 0.03326 -0.0090 0.1100 1.0000 9.750 1.0832 0.04651 0.03605 -0.0084 0.1031 1.0000 10.000 1.0813 0.04938 0.03902 -0.0079 0.0979 1.0000 10.250 1.0825 0.05194 0.04165 -0.0072 0.0942 1.0000 10.500 1.0874 0.05411 0.04401 -0.0062 0.0911 1.0000 10.750 1.0937 0.05613 0.04622 -0.0051 0.0881 1.0000 11.000 1.1021 0.05793 0.04816 -0.0036 0.0852 1.0000 11.250 1.1176 0.05906 0.04941 -0.0010 0.0820 1.0000 11.500 1.1403 0.06015 0.05101 0.0019 0.0778 1.0000 11.750 1.1451 0.06271 0.05352 0.0029 0.0684 1.0000 12.000 1.1349 0.06681 0.05802 0.0017 0.0627 1.0000 12.250 1.1312 0.07015 0.06125 0.0016 0.0546 1.0000 12.500 1.1253 0.07443 0.06596 0.0009 0.0497 1.0000 12.750 1.1272 0.07770 0.06913 0.0018 0.0428 1.0000 13.000 1.1179 0.08275 0.07461 0.0006 0.0404 1.0000 13.250 1.1090 0.08782 0.07999 -0.0007 0.0381 1.0000 13.500 1.0998 0.09298 0.08536 -0.0022 0.0362 1.0000 13.750 1.0908 0.09816 0.09071 -0.0039 0.0348 1.0000 14.000 1.0844 0.10304 0.09567 -0.0051 0.0332 1.0000 14.250 1.0734 0.10898 0.10171 -0.0073 0.0326 1.0000 14.500 1.0590 0.11575 0.10867 -0.0108 0.0326 1.0000 14.750 1.0301 0.12712 0.12045 -0.0185 0.0355 1.0000