XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA M9 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 0.5466 0.01133 0.00355 -0.0607 0.4383 0.0634 1.000 0.6029 0.01133 0.00364 -0.0601 0.4290 0.0971 1.500 0.6588 0.01126 0.00361 -0.0596 0.4202 0.1232 2.000 0.7152 0.01238 0.00485 -0.0589 0.4097 0.2251 2.500 0.7703 0.01337 0.00601 -0.0582 0.4011 0.2635 3.000 0.8247 0.01344 0.00604 -0.0577 0.3910 0.2773 3.500 0.8799 0.01367 0.00626 -0.0573 0.3813 0.2867 4.000 0.9338 0.01343 0.00604 -0.0569 0.3692 0.2960 4.500 0.9884 0.01356 0.00615 -0.0565 0.3551 0.3008 5.000 1.0421 0.01375 0.00627 -0.0560 0.3372 0.3021 5.500 1.0916 0.01406 0.00624 -0.0553 0.2769 0.3045 6.000 1.1334 0.01567 0.00734 -0.0539 0.2026 0.3029 6.500 1.1792 0.01635 0.00786 -0.0528 0.1733 0.3005 7.000 1.2234 0.01718 0.00850 -0.0515 0.1413 0.2983 7.500 1.2428 0.01995 0.01070 -0.0477 0.0480 0.2967 8.000 1.2656 0.02183 0.01250 -0.0437 0.0033 0.2951 8.500 1.2933 0.02285 0.01363 -0.0401 0.0034 0.2944 9.000 1.3053 0.02429 0.01521 -0.0348 0.0036 0.2939 9.500 1.3184 0.02634 0.01741 -0.0311 0.0040 0.2929 10.000 1.3307 0.02896 0.02020 -0.0284 0.0043 0.2921 10.500 1.3408 0.03211 0.02352 -0.0262 0.0048 0.2913 11.000 1.3501 0.03560 0.02718 -0.0246 0.0053 0.2909 11.500 1.3537 0.03992 0.03170 -0.0234 0.0058 0.2904 12.000 1.3560 0.04471 0.03669 -0.0227 0.0062 0.2902 12.500 1.3543 0.05032 0.04252 -0.0227 0.0065 0.2900 13.000 1.3493 0.05667 0.04910 -0.0234 0.0068 0.2898 13.500 1.3398 0.06418 0.05685 -0.0249 0.0071 0.2898 14.000 1.3280 0.07247 0.06538 -0.0270 0.0073 0.2896 14.500 1.3142 0.08157 0.07473 -0.0299 0.0075 0.2897 15.000 1.3073 0.09007 0.08344 -0.0328 0.0079 0.2898 15.500 1.2933 0.10016 0.09378 -0.0367 0.0081 0.2898 16.000 1.2795 0.11067 0.10452 -0.0411 0.0087 0.2900 16.500 1.2593 0.12280 0.11688 -0.0466 0.0089 0.2901 17.000 1.2406 0.13495 0.12921 -0.0525 0.0091 0.2903 17.500 1.2434 0.14298 0.13743 -0.0562 0.0099 0.2907 18.000 1.2400 0.15216 0.14673 -0.0607 0.0104 0.2915 18.500 1.2466 0.15877 0.15338 -0.0640 0.0112 0.2925 19.000 1.2688 0.16152 0.15608 -0.0648 0.0112 0.2939 19.500 1.3025 0.16144 0.15596 -0.0637 0.0110 0.2953 20.000 1.3178 0.16612 0.16079 -0.0659 0.0105 0.2964