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 = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.5679 0.01431 0.00640 -0.0544 0.4901 0.0251 1.000 0.6249 0.01409 0.00609 -0.0549 0.4846 0.0280 2.000 0.7367 0.01435 0.00637 -0.0561 0.4723 0.0432 2.500 0.7918 0.01377 0.00569 -0.0561 0.4674 0.0447 3.500 0.8987 0.01331 0.00534 -0.0560 0.4567 0.0573 4.000 0.9517 0.01344 0.00549 -0.0560 0.4501 0.0999 4.500 1.0056 0.01350 0.00572 -0.0563 0.4457 0.1448 5.000 1.1881 0.01235 0.00605 -0.0845 0.4189 1.0000 5.500 1.2364 0.01264 0.00611 -0.0841 0.3911 1.0000 6.000 1.2822 0.01324 0.00651 -0.0834 0.3570 1.0000 6.500 1.3200 0.01452 0.00745 -0.0819 0.3065 1.0000 7.000 1.3182 0.01823 0.01047 -0.0755 0.1968 1.0000 7.500 1.2634 0.02255 0.01461 -0.0615 0.1421 1.0000 8.000 1.2128 0.02869 0.02061 -0.0521 0.0862 1.0000 8.500 1.1713 0.03603 0.02783 -0.0462 0.0136 1.0000 9.000 1.1753 0.04011 0.03198 -0.0438 0.0044 1.0000 9.500 1.1825 0.04415 0.03613 -0.0420 0.0043 1.0000 10.000 1.1901 0.04849 0.04059 -0.0406 0.0043 1.0000 10.500 1.1966 0.05317 0.04539 -0.0395 0.0044 1.0000 11.000 1.2021 0.05814 0.05051 -0.0386 0.0045 1.0000 11.500 1.2060 0.06344 0.05597 -0.0379 0.0047 1.0000 12.000 1.2063 0.06933 0.06202 -0.0374 0.0048 1.0000 12.500 1.2080 0.07519 0.06804 -0.0370 0.0050 1.0000 13.000 1.2102 0.08110 0.07409 -0.0368 0.0053 1.0000 13.500 1.2095 0.08750 0.08066 -0.0368 0.0057 1.0000 14.000 1.2043 0.09460 0.08792 -0.0370 0.0061 1.0000 14.500 1.1934 0.10270 0.09618 -0.0375 0.0064 1.0000 15.000 1.1942 0.10925 0.10285 -0.0381 0.0068 1.0000 15.500 1.1940 0.11602 0.10978 -0.0389 0.0075 1.0000 16.000 1.1867 0.12387 0.11774 -0.0400 0.0081 1.0000 16.500 1.1947 0.12950 0.12350 -0.0410 0.0091 1.0000 17.000 1.2017 0.13461 0.12861 -0.0414 0.0104 1.0000 17.500 1.2279 0.13701 0.13117 -0.0411 0.0135 1.0000