XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA M27 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 1.500 0.6781 0.01948 0.01134 -0.0574 0.4970 0.0545 2.500 0.7922 0.01700 0.00840 -0.0578 0.4854 0.0543 4.000 0.9495 0.01643 0.00794 -0.0571 0.4689 0.1184 4.500 1.0008 0.01647 0.00821 -0.0570 0.4629 0.1839 5.000 1.1804 0.01551 0.00841 -0.0840 0.4493 1.0000 5.500 1.2265 0.01482 0.00763 -0.0828 0.4214 1.0000 6.000 1.2728 0.01513 0.00778 -0.0818 0.4080 1.0000 6.500 1.3160 0.01551 0.00812 -0.0806 0.3819 1.0000 7.000 1.3524 0.01640 0.00880 -0.0785 0.3494 1.0000 7.500 1.3767 0.01789 0.01006 -0.0749 0.3050 1.0000 9.500 1.2190 0.04108 0.03247 -0.0430 0.1036 1.0000 10.000 1.1749 0.05043 0.04169 -0.0400 0.0399 1.0000 10.500 1.1619 0.05732 0.04859 -0.0386 0.0060 1.0000 11.000 1.1683 0.06227 0.05368 -0.0379 0.0056 1.0000 11.500 1.1743 0.06741 0.05896 -0.0373 0.0055 1.0000 12.000 1.1796 0.07275 0.06448 -0.0368 0.0055 1.0000 12.500 1.1835 0.07837 0.07026 -0.0366 0.0055 1.0000 13.000 1.1855 0.08437 0.07645 -0.0365 0.0056 1.0000 13.500 1.1862 0.09063 0.08289 -0.0365 0.0058 1.0000 14.000 1.1859 0.09713 0.08959 -0.0368 0.0059 1.0000 14.500 1.1828 0.10416 0.09682 -0.0373 0.0061 1.0000 15.000 1.1770 0.11170 0.10454 -0.0381 0.0063 1.0000 15.500 1.1687 0.11978 0.11279 -0.0393 0.0064 1.0000 16.000 1.1697 0.12647 0.11962 -0.0404 0.0066 1.0000 16.500 1.1727 0.13296 0.12625 -0.0418 0.0070 1.0000 17.000 1.1761 0.13928 0.13268 -0.0432 0.0075 1.0000 17.500 1.1844 0.14442 0.13784 -0.0442 0.0080 1.0000 18.000 1.2031 0.14784 0.14133 -0.0448 0.0087 1.0000 18.500 1.2485 0.14500 0.13836 -0.0418 0.0104 1.0000