XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: USA 26 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -7.500 -0.3688 0.09328 0.08878 -0.0233 1.0000 0.0940 -7.250 -0.3877 0.09191 0.08751 -0.0216 1.0000 0.0959 -7.000 -0.4094 0.09057 0.08624 -0.0235 1.0000 0.0979 -6.750 -0.4243 0.08834 0.08401 -0.0259 1.0000 0.0991 -6.500 -0.4086 0.08434 0.08011 -0.0187 1.0000 0.1027 -6.250 -0.4096 0.08212 0.07791 -0.0171 1.0000 0.1061 -6.000 -0.4227 0.08127 0.07686 -0.0241 1.0000 0.1126 -5.750 -0.4188 0.07667 0.07242 -0.0195 1.0000 0.1142 -5.500 -0.4145 0.07415 0.06996 -0.0162 1.0000 0.1169 -5.250 -0.4107 0.07191 0.06771 -0.0153 1.0000 0.1224 -5.000 -0.4069 0.06880 0.06448 -0.0173 1.0000 0.1288 -4.750 -0.4015 0.06648 0.06222 -0.0145 1.0000 0.1326 -4.500 -0.3919 0.06393 0.05950 -0.0167 1.0000 0.1431 -4.250 -0.3862 0.06165 0.05731 -0.0136 1.0000 0.1476 -4.000 -0.3750 0.05929 0.05481 -0.0146 1.0000 0.1591 -3.750 -0.3346 0.05602 0.05140 -0.0198 0.9915 0.1746 -3.500 -0.2830 0.05487 0.04984 -0.0273 0.9796 0.2027 -3.250 -0.2521 0.04992 0.04510 -0.0289 0.9715 0.2098 -3.000 -0.2139 0.04742 0.04242 -0.0328 0.9599 0.2364 -2.750 -0.1785 0.04462 0.03956 -0.0352 0.9489 0.2552 -2.500 -0.1101 0.03567 0.02902 -0.0442 0.9428 0.1437 -2.250 -0.0713 0.03043 0.02275 -0.0449 0.9330 0.1093 -2.000 -0.0282 0.02821 0.02011 -0.0473 0.9233 0.1073 -1.750 0.0191 0.02607 0.01746 -0.0500 0.9141 0.1039 -1.500 0.0609 0.02449 0.01555 -0.0517 0.9017 0.1025 -1.250 0.1041 0.02309 0.01402 -0.0538 0.8896 0.1033 -1.000 0.1494 0.02183 0.01270 -0.0562 0.8779 0.1073 -0.750 0.2017 0.02042 0.01129 -0.0598 0.8693 0.1141 -0.500 0.2448 0.01919 0.01015 -0.0616 0.8556 0.1219 -0.250 0.2912 0.01804 0.00910 -0.0640 0.8411 0.1384 0.000 0.3390 0.01659 0.00839 -0.0668 0.8249 0.3011 0.250 0.5049 0.01420 0.00742 -0.0935 0.8027 1.0000 0.500 0.5474 0.01389 0.00677 -0.0955 0.7661 1.0000 0.750 0.5808 0.01386 0.00639 -0.0958 0.7277 1.0000 1.000 0.6088 0.01400 0.00621 -0.0954 0.6933 1.0000 1.250 0.6344 0.01424 0.00614 -0.0945 0.6646 1.0000 1.500 0.6599 0.01453 0.00614 -0.0938 0.6416 1.0000 1.750 0.6831 0.01488 0.00629 -0.0927 0.6209 1.0000 2.000 0.7067 0.01525 0.00645 -0.0918 0.6033 1.0000 2.250 0.7303 0.01563 0.00667 -0.0908 0.5880 1.0000 2.500 0.7541 0.01604 0.00693 -0.0900 0.5747 1.0000 2.750 0.7789 0.01649 0.00722 -0.0893 0.5635 1.0000 3.000 0.8020 0.01692 0.00760 -0.0884 0.5528 1.0000 3.250 0.8252 0.01739 0.00802 -0.0876 0.5435 1.0000 3.500 0.8501 0.01788 0.00841 -0.0870 0.5351 1.0000 3.750 0.8713 0.01836 0.00893 -0.0858 0.5264 1.0000 4.000 0.8965 0.01887 0.00934 -0.0853 0.5193 1.0000 4.250 0.9166 0.01937 0.00993 -0.0839 0.5113 1.0000 4.500 0.9414 0.01986 0.01034 -0.0833 0.5035 1.0000 4.750 0.9598 0.02031 0.01090 -0.0816 0.4941 1.0000 5.000 0.9835 0.02077 0.01129 -0.0807 0.4859 1.0000 5.250 1.0024 0.02121 0.01183 -0.0790 0.4770 1.0000 5.500 1.0249 0.02168 0.01231 -0.0780 0.4694 1.0000 5.750 1.0443 0.02215 0.01288 -0.0765 0.4615 1.0000 6.000 1.0682 0.02266 0.01337 -0.0757 0.4550 1.0000 6.250 1.0856 0.02317 0.01408 -0.0739 0.4471 1.0000 6.500 1.1116 0.02364 0.01449 -0.0735 0.4408 1.0000 6.750 1.1263 0.02422 0.01532 -0.0712 0.4329 1.0000 7.000 1.1516 0.02463 0.01571 -0.0706 0.4260 1.0000 7.250 1.1661 0.02521 0.01653 -0.0682 0.4173 1.0000 7.500 1.1889 0.02550 0.01683 -0.0672 0.4084 1.0000 7.750 1.2083 0.02553 0.01686 -0.0654 0.3960 1.0000 8.000 1.2229 0.02560 0.01702 -0.0627 0.3827 1.0000 8.250 1.2380 0.02575 0.01727 -0.0603 0.3700 1.0000 8.500 1.2534 0.02583 0.01743 -0.0578 0.3570 1.0000 8.750 1.2680 0.02587 0.01752 -0.0552 0.3436 1.0000 9.000 1.2838 0.02603 0.01773 -0.0529 0.3316 1.0000 9.250 1.2996 0.02618 0.01791 -0.0507 0.3195 1.0000 9.500 1.3075 0.02628 0.01813 -0.0470 0.3052 1.0000 9.750 1.3143 0.02643 0.01846 -0.0432 0.2911 1.0000 10.000 1.3178 0.02650 0.01863 -0.0389 0.2751 1.0000 10.250 1.3170 0.02670 0.01899 -0.0340 0.2544 1.0000 10.500 1.3165 0.02705 0.01940 -0.0293 0.2343 1.0000 10.750 1.3149 0.02770 0.02005 -0.0247 0.2083 1.0000 11.000 1.3057 0.02899 0.02110 -0.0197 0.1770 1.0000 11.250 1.2933 0.03097 0.02288 -0.0150 0.1457 1.0000 11.500 1.2792 0.03342 0.02518 -0.0108 0.1093 1.0000 11.750 1.2621 0.03635 0.02789 -0.0072 0.0782 1.0000 12.000 1.2464 0.03946 0.03091 -0.0044 0.0681 1.0000 12.250 1.2305 0.04295 0.03439 -0.0025 0.0628 1.0000 12.500 1.2168 0.04662 0.03817 -0.0014 0.0590 1.0000 12.750 1.2039 0.05057 0.04225 -0.0010 0.0564 1.0000 13.000 1.1903 0.05496 0.04675 -0.0012 0.0545 1.0000 13.250 1.1762 0.05966 0.05153 -0.0018 0.0530 1.0000 13.500 1.1649 0.06409 0.05605 -0.0024 0.0519 1.0000 13.750 1.1586 0.06788 0.05994 -0.0026 0.0504 1.0000 14.000 1.1563 0.07110 0.06327 -0.0026 0.0490 1.0000 14.250 1.1568 0.07384 0.06611 -0.0022 0.0475 1.0000 14.500 1.1604 0.07609 0.06840 -0.0014 0.0458 1.0000 14.750 1.1686 0.07765 0.06996 -0.0001 0.0444 1.0000 15.000 1.1888 0.07740 0.06955 0.0033 0.0422 1.0000 15.250 1.1948 0.07987 0.07219 0.0039 0.0410 1.0000 15.500 1.1981 0.08279 0.07531 0.0039 0.0401 1.0000 15.750 1.2023 0.08570 0.07840 0.0041 0.0394 1.0000 16.000 1.2045 0.08903 0.08193 0.0040 0.0391 1.0000 16.250 1.2029 0.09298 0.08609 0.0034 0.0389 1.0000 16.500 1.1971 0.09761 0.09094 0.0022 0.0389 1.0000 16.750 1.1873 0.10286 0.09642 0.0002 0.0390 1.0000 17.000 1.1737 0.10891 0.10270 -0.0024 0.0392 1.0000 17.250 1.1573 0.11559 0.10960 -0.0057 0.0394 1.0000 17.500 1.1375 0.12317 0.11739 -0.0099 0.0397 1.0000 17.750 1.1172 0.13117 0.12559 -0.0146 0.0401 1.0000 18.000 1.0939 0.14026 0.13485 -0.0201 0.0406 1.0000 18.250 1.0670 0.15083 0.14556 -0.0267 0.0411 1.0000 18.500 1.0446 0.16101 0.15583 -0.0328 0.0417 1.0000 18.750 0.9529 0.20085 0.19555 -0.0549 0.0531 1.0000 19.000 0.9642 0.20211 0.19687 -0.0548 0.0520 1.0000