XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA M21 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.4064 0.01697 0.00860 -0.0529 0.5625 0.0746 0.500 0.4630 0.01612 0.00760 -0.0531 0.5534 0.0811 1.000 0.5195 0.01545 0.00684 -0.0532 0.5445 0.0886 1.500 0.5751 0.01504 0.00628 -0.0532 0.5355 0.0960 2.000 0.6301 0.01457 0.00590 -0.0532 0.5267 0.1034 2.500 0.6846 0.01430 0.00562 -0.0530 0.5183 0.1115 3.000 0.7379 0.01417 0.00554 -0.0528 0.5096 0.1217 3.500 0.7911 0.01396 0.00550 -0.0526 0.5005 0.1378 4.000 0.9379 0.01274 0.00605 -0.0725 0.4895 1.0000 4.500 0.9854 0.01242 0.00557 -0.0710 0.4619 1.0000 5.000 1.0326 0.01249 0.00548 -0.0696 0.4328 1.0000 5.500 1.0804 0.01279 0.00573 -0.0686 0.4158 1.0000 6.000 1.1247 0.01326 0.00602 -0.0669 0.3842 1.0000 6.500 1.1659 0.01396 0.00653 -0.0650 0.3471 1.0000 7.000 1.2059 0.01473 0.00719 -0.0628 0.3149 1.0000 7.500 1.2276 0.01651 0.00853 -0.0581 0.2410 1.0000 8.000 1.1850 0.02087 0.01204 -0.0444 0.1016 1.0000 8.500 1.1457 0.02613 0.01695 -0.0351 0.0088 1.0000 9.000 1.1610 0.02907 0.02000 -0.0327 0.0057 1.0000 9.500 1.1776 0.03221 0.02328 -0.0310 0.0054 1.0000 10.000 1.1908 0.03584 0.02708 -0.0295 0.0053 1.0000 10.500 1.2008 0.03992 0.03134 -0.0282 0.0052 1.0000 11.000 1.2070 0.04451 0.03613 -0.0270 0.0052 1.0000 11.500 1.2102 0.04954 0.04134 -0.0260 0.0052 1.0000 12.000 1.2121 0.05501 0.04702 -0.0253 0.0053 1.0000 12.500 1.2123 0.06090 0.05311 -0.0250 0.0054 1.0000 13.000 1.2104 0.06729 0.05969 -0.0249 0.0055 1.0000 13.500 1.2063 0.07415 0.06675 -0.0252 0.0056 1.0000 14.000 1.2000 0.08150 0.07431 -0.0257 0.0057 1.0000 14.500 1.1925 0.08918 0.08216 -0.0265 0.0058 1.0000 15.000 1.1856 0.09691 0.09006 -0.0275 0.0060 1.0000 15.500 1.1808 0.10433 0.09762 -0.0285 0.0061 1.0000 16.000 1.1791 0.11126 0.10466 -0.0295 0.0063 1.0000 16.500 1.1842 0.11675 0.11020 -0.0300 0.0065 1.0000 17.000 1.1991 0.12038 0.11384 -0.0296 0.0067 1.0000 17.500 1.2132 0.12509 0.11877 -0.0304 0.0072 1.0000 18.000 1.2385 0.12662 0.12043 -0.0286 0.0080 1.0000 18.500 1.2738 0.12595 0.11980 -0.0254 0.0087 1.0000 19.000 1.3105 0.12567 0.11987 -0.0209 0.0109 1.0000 19.500 0.9857 0.13211 0.12716 -0.0118 0.0081 1.0000 20.000 1.0050 0.13241 0.12759 -0.0105 0.0087 1.0000 20.500 0.9841 0.13964 0.13538 -0.0132 0.0099 1.0000 21.000 0.9879 0.14260 0.13853 -0.0135 0.0109 1.0000 21.500 0.9311 0.15719 0.15370 -0.0215 0.0114 1.0000 22.000 0.8828 0.17146 0.16837 -0.0292 0.0117 1.0000 22.500 0.8356 0.18736 0.18454 -0.0374 0.0115 1.0000 23.500 0.7305 0.23913 0.23645 -0.0533 0.0267 1.0000 24.000 0.7383 0.24413 0.24147 -0.0550 0.0261 1.0000 24.500 0.7310 0.25445 0.25179 -0.0592 0.0241 1.0000 25.000 0.7359 0.26023 0.25758 -0.0615 0.0228 1.0000 26.000 0.7392 0.27490 0.27228 -0.0671 0.0200 1.0000 26.500 0.7460 0.27969 0.27710 -0.0690 0.0191 1.0000 27.000 0.7450 0.28847 0.28589 -0.0724 0.0179 1.0000 27.500 0.7485 0.29479 0.29224 -0.0750 0.0166 1.0000 28.000 0.7554 0.29939 0.29687 -0.0768 0.0159 1.0000 28.500 0.7541 0.30837 0.30585 -0.0802 0.0151 1.0000 29.000 0.7572 0.31489 0.31241 -0.0829 0.0140 1.0000 29.500 0.7614 0.32026 0.31780 -0.0852 0.0133 1.0000 30.000 0.7656 0.32599 0.32356 -0.0874 0.0130 1.0000 30.500 0.7652 0.33455 0.33215 -0.0907 0.0124 1.0000 31.000 0.7677 0.34107 0.33870 -0.0934 0.0117 1.0000 31.500 0.7703 0.34704 0.34469 -0.0959 0.0112 1.0000 32.000 0.7731 0.35237 0.35006 -0.0984 0.0108 1.0000 32.500 0.7765 0.35782 0.35554 -0.1005 0.0107 1.0000 33.000 0.7763 0.36527 0.36302 -0.1036 0.0106 1.0000 33.500 0.7773 0.37229 0.37008 -0.1064 0.0104 1.0000 34.000 0.7785 0.37866 0.37648 -0.1091 0.0100 1.0000 34.500 0.7797 0.38476 0.38262 -0.1118 0.0098 1.0000 35.000 0.7805 0.39065 0.38855 -0.1144 0.0095 1.0000 35.500 0.7813 0.39647 0.39441 -0.1170 0.0093 1.0000 36.000 0.7818 0.40215 0.40012 -0.1197 0.0091 1.0000 36.500 0.7820 0.40765 0.40567 -0.1223 0.0090 1.0000 37.000 0.7820 0.41303 0.41109 -0.1249 0.0088 1.0000 37.500 0.7818 0.41824 0.41634 -0.1275 0.0087 1.0000 38.000 0.7814 0.42312 0.42126 -0.1300 0.0086 1.0000 39.500 0.7781 0.43962 0.43787 -0.1379 0.0085 1.0000 40.000 0.7766 0.44569 0.44399 -0.1405 0.0084 1.0000 40.500 0.7751 0.45149 0.44983 -0.1431 0.0080 1.0000 41.000 0.7733 0.45674 0.45512 -0.1456 0.0074 1.0000 41.500 0.7712 0.46155 0.45997 -0.1481 0.0070 1.0000 42.000 0.7687 0.46562 0.46408 -0.1506 0.0067 1.0000 43.000 0.7636 0.47732 0.47585 -0.1555 0.0064 1.0000 43.500 0.7608 0.48253 0.48110 -0.1578 0.0059 1.0000 44.000 0.7576 0.48700 0.48561 -0.1603 0.0054 1.0000 44.500 0.7541 0.49083 0.48947 -0.1627 0.0051 1.0000 45.500 0.7466 0.50053 0.49924 -0.1674 0.0049 1.0000 46.000 0.7431 0.50565 0.50440 -0.1696 0.0045 1.0000 46.500 0.7390 0.50975 0.50852 -0.1719 0.0040 1.0000 47.000 0.7345 0.51319 0.51200 -0.1742 0.0037 1.0000 47.500 0.7295 0.51590 0.51475 -0.1766 0.0035 1.0000 48.500 0.7201 0.52472 0.52363 -0.1809 0.0034 1.0000 49.000 0.7154 0.52877 0.52772 -0.1830 0.0031 1.0000 49.500 0.7102 0.53192 0.53089 -0.1851 0.0028 1.0000 50.000 0.7046 0.53470 0.53371 -0.1873 0.0025 1.0000 50.500 0.6987 0.53682 0.53587 -0.1895 0.0023 1.0000 51.000 0.6922 0.53826 0.53734 -0.1918 0.0022 1.0000 52.000 0.6803 0.54431 0.54344 -0.1957 0.0021 1.0000 52.500 0.6744 0.54700 0.54616 -0.1977 0.0021 1.0000 53.000 0.6681 0.54915 0.54834 -0.1996 0.0020 1.0000 53.500 0.6616 0.55092 0.55014 -0.2015 0.0018 1.0000 54.000 0.6548 0.55233 0.55158 -0.2034 0.0016 1.0000 54.500 0.6477 0.55330 0.55258 -0.2054 0.0014 1.0000 55.000 0.6405 0.55392 0.55323 -0.2074 0.0013 1.0000 55.500 0.6328 0.55382 0.55317 -0.2093 0.0011 1.0000 56.000 0.6247 0.55320 0.55257 -0.2114 0.0010 1.0000 57.000 0.6101 0.55532 0.55474 -0.2147 0.0009 1.0000 57.500 0.6026 0.55542 0.55487 -0.2164 0.0008 1.0000 58.000 0.5946 0.55496 0.55443 -0.2181 0.0007 1.0000 58.500 0.5864 0.55414 0.55364 -0.2199 0.0006 1.0000 59.000 0.5779 0.55274 0.55227 -0.2217 0.0005 1.0000