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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -8.750 -0.3734 0.10273 0.09938 -0.0316 1.0000 0.0458 -8.500 -0.3886 0.10088 0.09760 -0.0313 1.0000 0.0459 -8.250 -0.4051 0.09913 0.09591 -0.0300 1.0000 0.0460 -8.000 -0.4153 0.09665 0.09346 -0.0298 1.0000 0.0461 -7.750 -0.4135 0.09122 0.08809 -0.0255 1.0000 0.0470 -7.500 -0.4106 0.08893 0.08583 -0.0223 1.0000 0.0478 -7.250 -0.4120 0.08695 0.08388 -0.0199 1.0000 0.0488 -7.000 -0.4172 0.08488 0.08185 -0.0182 1.0000 0.0498 -6.750 -0.4232 0.08266 0.07966 -0.0171 1.0000 0.0509 -6.500 -0.4286 0.08019 0.07720 -0.0164 1.0000 0.0520 -6.250 -0.4181 0.07639 0.07337 -0.0200 0.9976 0.0540 -6.000 -0.3783 0.06696 0.06355 -0.0376 0.9883 0.0581 -5.750 -0.3577 0.06345 0.06011 -0.0383 0.9846 0.0594 -5.500 -0.3324 0.06079 0.05742 -0.0400 0.9787 0.0615 -5.250 -0.2844 0.05562 0.05164 -0.0504 0.9714 0.0706 -5.000 -0.2683 0.04998 0.04606 -0.0517 0.9643 0.0723 -4.750 -0.2366 0.04767 0.04378 -0.0539 0.9591 0.0746 -4.500 -0.2063 0.04494 0.04092 -0.0563 0.9529 0.0797 -4.250 -0.1781 0.04084 0.03653 -0.0588 0.9459 0.0880 -4.000 -0.1039 0.02234 0.01819 -0.0653 0.9290 0.1029 -3.750 -0.1200 0.03634 0.03177 -0.0616 0.9333 0.1042 -3.500 -0.0842 0.03413 0.02939 -0.0641 0.9291 0.1176 -3.250 -0.0586 0.03253 0.02767 -0.0641 0.9206 0.1311 -3.000 -0.0234 0.03102 0.02610 -0.0659 0.9156 0.1469 -2.750 0.0175 0.02244 0.01585 -0.0657 0.9129 0.0803 -2.500 0.0457 0.02155 0.01437 -0.0640 0.9027 0.0710 -2.250 0.0880 0.01921 0.01184 -0.0664 0.8995 0.0690 -2.000 0.1186 0.01822 0.01068 -0.0663 0.8899 0.0697 -1.750 0.1634 0.01703 0.00933 -0.0690 0.8847 0.0703 -1.500 0.1953 0.01604 0.00826 -0.0692 0.8733 0.0705 -1.250 0.2314 0.01497 0.00716 -0.0702 0.8619 0.0712 -1.000 0.2679 0.01383 0.00605 -0.0715 0.8482 0.0734 -0.750 0.3040 0.01305 0.00531 -0.0727 0.8299 0.0771 -0.500 0.3409 0.01248 0.00468 -0.0740 0.8067 0.0831 -0.250 0.3722 0.01203 0.00412 -0.0742 0.7749 0.0895 0.000 0.4002 0.01173 0.00372 -0.0737 0.7352 0.1046 0.250 0.4203 0.01124 0.00371 -0.0718 0.6918 0.2890 0.500 0.4398 0.01118 0.00365 -0.0699 0.6500 0.3744 0.750 0.6019 0.01066 0.00403 -0.0980 0.5862 1.0000 1.000 0.6220 0.01097 0.00406 -0.0964 0.5642 1.0000 1.250 0.6428 0.01124 0.00413 -0.0949 0.5455 1.0000 1.500 0.6642 0.01151 0.00423 -0.0936 0.5299 1.0000 1.750 0.6860 0.01179 0.00434 -0.0923 0.5168 1.0000 2.000 0.7081 0.01205 0.00447 -0.0911 0.5049 1.0000 2.250 0.7303 0.01228 0.00463 -0.0900 0.4940 1.0000 2.500 0.7531 0.01256 0.00479 -0.0890 0.4851 1.0000 2.750 0.7754 0.01279 0.00497 -0.0879 0.4761 1.0000 3.000 0.7984 0.01306 0.00516 -0.0869 0.4685 1.0000 3.250 0.8205 0.01328 0.00534 -0.0857 0.4601 1.0000 3.500 0.8427 0.01352 0.00554 -0.0846 0.4521 1.0000 3.750 0.8645 0.01373 0.00571 -0.0834 0.4442 1.0000 4.000 0.8869 0.01398 0.00593 -0.0823 0.4373 1.0000 4.250 0.9089 0.01419 0.00615 -0.0812 0.4307 1.0000 4.500 0.9321 0.01448 0.00637 -0.0803 0.4249 1.0000 4.750 0.9531 0.01467 0.00663 -0.0789 0.4179 1.0000 5.000 0.9757 0.01492 0.00685 -0.0778 0.4124 1.0000 5.250 0.9980 0.01519 0.00716 -0.0768 0.4069 1.0000 5.500 1.0194 0.01541 0.00743 -0.0755 0.4008 1.0000 5.750 1.0426 0.01571 0.00768 -0.0747 0.3957 1.0000 6.000 1.0634 0.01595 0.00803 -0.0733 0.3900 1.0000 6.250 1.0844 0.01617 0.00829 -0.0720 0.3836 1.0000 6.500 1.1039 0.01639 0.00853 -0.0704 0.3758 1.0000 6.750 1.1223 0.01654 0.00869 -0.0685 0.3668 1.0000 7.000 1.1398 0.01671 0.00893 -0.0665 0.3576 1.0000 7.250 1.1596 0.01696 0.00915 -0.0650 0.3497 1.0000 7.500 1.1752 0.01707 0.00941 -0.0626 0.3398 1.0000 7.750 1.1917 0.01726 0.00964 -0.0604 0.3300 1.0000 8.000 1.2081 0.01747 0.00986 -0.0582 0.3203 1.0000 8.250 1.2224 0.01761 0.01012 -0.0556 0.3082 1.0000 8.500 1.2364 0.01778 0.01038 -0.0530 0.2951 1.0000 8.750 1.2491 0.01798 0.01062 -0.0502 0.2793 1.0000 9.000 1.2602 0.01823 0.01088 -0.0471 0.2603 1.0000 9.250 1.2710 0.01856 0.01122 -0.0440 0.2343 1.0000 9.500 1.2725 0.01924 0.01166 -0.0394 0.1940 1.0000 9.750 1.2707 0.02036 0.01251 -0.0347 0.1610 1.0000 10.000 1.2724 0.02151 0.01353 -0.0307 0.1336 1.0000 10.250 1.2718 0.02286 0.01466 -0.0266 0.0894 1.0000 10.500 1.2581 0.02500 0.01641 -0.0212 0.0467 1.0000 10.750 1.2569 0.02651 0.01792 -0.0175 0.0375 1.0000 11.000 1.2564 0.02807 0.01951 -0.0142 0.0334 1.0000 11.250 1.2596 0.02944 0.02103 -0.0115 0.0315 1.0000 11.500 1.2613 0.03099 0.02270 -0.0090 0.0302 1.0000 11.750 1.2597 0.03287 0.02470 -0.0066 0.0287 1.0000 12.000 1.2559 0.03505 0.02702 -0.0044 0.0279 1.0000 12.250 1.2479 0.03778 0.02988 -0.0025 0.0270 1.0000 12.500 1.2415 0.04061 0.03285 -0.0012 0.0262 1.0000 12.750 1.2368 0.04351 0.03589 -0.0004 0.0257 1.0000 13.000 1.2304 0.04680 0.03931 0.0001 0.0255 1.0000 13.250 1.2239 0.05030 0.04294 0.0001 0.0251 1.0000 13.500 1.2182 0.05385 0.04661 0.0000 0.0250 1.0000 13.750 1.2126 0.05749 0.05035 -0.0003 0.0245 1.0000 14.000 1.2088 0.06091 0.05385 -0.0005 0.0244 1.0000 14.250 1.2059 0.06419 0.05722 -0.0006 0.0241 1.0000 14.500 1.2043 0.06728 0.06038 -0.0005 0.0237 1.0000 14.750 1.2058 0.06991 0.06307 -0.0001 0.0236 1.0000 15.000 1.2083 0.07240 0.06565 0.0003 0.0233 1.0000 15.250 1.2126 0.07467 0.06797 0.0009 0.0230 1.0000 15.500 1.2188 0.07670 0.07006 0.0017 0.0228 1.0000 15.750 1.2246 0.07886 0.07228 0.0024 0.0224 1.0000 16.000 1.2308 0.08105 0.07453 0.0031 0.0220 1.0000 16.250 1.2384 0.08309 0.07662 0.0041 0.0216 1.0000 16.500 1.2473 0.08536 0.07900 0.0057 0.0211 1.0000 16.750 1.2466 0.08883 0.08264 0.0050 0.0212 1.0000 17.000 1.2438 0.09275 0.08676 0.0042 0.0212 1.0000 17.250 1.2384 0.09707 0.09126 0.0029 0.0212 1.0000 17.500 1.2306 0.10179 0.09617 0.0011 0.0213 1.0000 17.750 1.2215 0.10676 0.10133 -0.0013 0.0215 1.0000 18.000 1.2087 0.11256 0.10736 -0.0044 0.0217 1.0000 18.250 1.1943 0.11890 0.11391 -0.0077 0.0218 1.0000 18.500 1.1760 0.12627 0.12154 -0.0120 0.0222 1.0000 18.750 1.1523 0.13518 0.13073 -0.0175 0.0226 1.0000 19.000 1.1243 0.14554 0.14133 -0.0242 0.0230 1.0000 19.250 1.0932 0.15742 0.15345 -0.0319 0.0235 1.0000