XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA M20 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.2737 0.01579 0.00837 -0.0314 0.5479 0.0530 0.500 0.3303 0.01432 0.00667 -0.0313 0.5358 0.0517 1.000 0.3873 0.01248 0.00452 -0.0309 0.5266 0.0485 1.500 0.4434 0.01190 0.00389 -0.0308 0.5157 0.0545 2.000 0.4990 0.01154 0.00346 -0.0307 0.5053 0.0583 2.500 0.5544 0.01122 0.00320 -0.0305 0.4936 0.0602 3.000 0.6097 0.01096 0.00300 -0.0304 0.4765 0.0744 3.500 0.6655 0.01091 0.00308 -0.0304 0.4754 0.1056 4.000 0.7830 0.00936 0.00349 -0.0442 0.4556 1.0000 4.500 0.8358 0.00964 0.00373 -0.0437 0.4529 1.0000 5.000 0.8878 0.00981 0.00383 -0.0430 0.4379 1.0000 5.500 0.9397 0.01004 0.00406 -0.0424 0.4271 1.0000 6.000 0.9915 0.01028 0.00430 -0.0418 0.4142 1.0000 6.500 1.0425 0.01054 0.00458 -0.0411 0.3978 1.0000 7.000 1.0934 0.01082 0.00491 -0.0404 0.3791 1.0000 7.500 1.1439 0.01118 0.00530 -0.0397 0.3641 1.0000 8.000 1.1933 0.01161 0.00577 -0.0389 0.3355 1.0000 8.500 1.2296 0.01367 0.00713 -0.0371 0.2043 1.0000 9.000 1.2486 0.01716 0.00980 -0.0335 0.0706 1.0000 9.500 1.2701 0.01972 0.01218 -0.0297 0.0349 1.0000 10.000 1.2915 0.02188 0.01446 -0.0260 0.0316 1.0000 10.500 1.2929 0.02514 0.01790 -0.0216 0.0281 1.0000 11.500 1.3088 0.03376 0.02685 -0.0196 0.0267 1.0000 12.000 1.3057 0.03951 0.03274 -0.0190 0.0250 1.0000 12.500 1.3021 0.04530 0.03863 -0.0185 0.0240 1.0000 13.000 1.3106 0.05003 0.04353 -0.0185 0.0219 1.0000 13.500 1.3036 0.05608 0.04975 -0.0174 0.0219 1.0000 14.000 1.3050 0.06098 0.05462 -0.0161 0.0206 1.0000 14.500 1.3108 0.06690 0.06081 -0.0174 0.0183 1.0000 15.000 1.3154 0.07233 0.06634 -0.0175 0.0169 1.0000 15.500 1.3237 0.07700 0.07119 -0.0170 0.0163 1.0000 16.000 1.3281 0.08289 0.07722 -0.0180 0.0150 1.0000 16.500 1.3283 0.08945 0.08399 -0.0191 0.0135 1.0000 17.000 1.3287 0.09610 0.09080 -0.0205 0.0123 1.0000 17.500 1.3358 0.10110 0.09601 -0.0202 0.0123 1.0000 18.000 1.3255 0.10998 0.10515 -0.0234 0.0110 1.0000 18.500 1.3220 0.11723 0.11268 -0.0249 0.0110 1.0000 19.000 1.3113 0.12660 0.12232 -0.0287 0.0103 1.0000 19.500 1.3025 0.13581 0.13173 -0.0330 0.0098 1.0000 20.000 1.2832 0.14719 0.14345 -0.0382 0.0099 1.0000 20.500 1.2731 0.15736 0.15380 -0.0439 0.0096 1.0000 21.000 1.2510 0.17077 0.16750 -0.0517 0.0095 1.0000