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 =     0.450 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
   0.000   0.4034   0.01242   0.00434  -0.0508  0.5394  0.0595
   0.500   0.4612   0.01314   0.00510  -0.0515  0.5310  0.0711
   1.000   0.5178   0.01290   0.00483  -0.0517  0.5222  0.0773
   1.500   0.5730   0.01267   0.00455  -0.0517  0.5128  0.0836
   2.000   0.6285   0.01232   0.00431  -0.0519  0.5054  0.0899
   2.500   0.6831   0.01209   0.00409  -0.0518  0.4966  0.0967
   3.000   0.7374   0.01202   0.00403  -0.0518  0.4881  0.1045
   3.500   0.7922   0.01190   0.00402  -0.0518  0.4799  0.1151
   4.000   0.8464   0.01196   0.00408  -0.0518  0.4706  0.1357
   5.500   1.0838   0.01157   0.00490  -0.0694  0.3487  1.0000
   6.000   1.1254   0.01249   0.00553  -0.0676  0.2971  1.0000
   6.500   1.1395   0.01541   0.00755  -0.0622  0.1545  1.0000
   7.000   1.1257   0.01899   0.01047  -0.0523  0.0047  1.0000
   7.500   1.1425   0.02006   0.01161  -0.0464  0.0042  1.0000
   8.000   1.1523   0.02154   0.01318  -0.0402  0.0041  1.0000
   8.500   1.1707   0.02349   0.01523  -0.0366  0.0041  1.0000
   9.000   1.1903   0.02591   0.01777  -0.0342  0.0041  1.0000
   9.500   1.2083   0.02882   0.02082  -0.0323  0.0042  1.0000
  10.000   1.2226   0.03230   0.02445  -0.0308  0.0044  1.0000
  10.500   1.2326   0.03635   0.02867  -0.0293  0.0045  1.0000
  11.000   1.2373   0.04105   0.03354  -0.0280  0.0046  1.0000
  11.500   1.2369   0.04641   0.03909  -0.0268  0.0048  1.0000
  12.000   1.2306   0.05271   0.04558  -0.0260  0.0049  1.0000
  12.500   1.2224   0.05958   0.05261  -0.0256  0.0050  1.0000
  13.000   1.2248   0.06545   0.05862  -0.0255  0.0052  1.0000
  13.500   1.2242   0.07183   0.06516  -0.0256  0.0055  1.0000
  14.000   1.2179   0.07911   0.07261  -0.0260  0.0058  1.0000
  14.500   1.2101   0.08667   0.08034  -0.0265  0.0061  1.0000
  15.000   1.2027   0.09421   0.08800  -0.0272  0.0064  1.0000
  15.500   1.1998   0.10062   0.09443  -0.0272  0.0067  1.0000
  16.000   1.2126   0.10584   0.09985  -0.0280  0.0073  1.0000
  16.500   1.2314   0.10812   0.10212  -0.0260  0.0084  1.0000
  17.000   1.2782   0.10574   0.09977  -0.0213  0.0109  1.0000
  17.500   0.9805   0.12047   0.11551  -0.0115  0.0072  1.0000
  18.000   1.0164   0.11781   0.11279  -0.0079  0.0087  1.0000