NACA M24 AIRFOIL (m24-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M24 AIRFOIL (m24-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 25.51 at α=3.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m24-il-100000.txt Download as CSV file: xf-m24-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA M24 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.2670 0.11225 0.10788 -0.0247 0.8005 0.0690
-8.500 -0.2745 0.11171 0.10734 -0.0316 0.7932 0.0695
-8.250 -0.2757 0.11021 0.10579 -0.0356 0.7870 0.0697
-8.000 -0.2477 0.10112 0.09671 -0.0289 0.7814 0.0713
-7.750 -0.2349 0.09748 0.09307 -0.0290 0.7742 0.0728
-7.500 -0.2296 0.09470 0.09024 -0.0296 0.7687 0.0743
-7.250 -0.2245 0.09216 0.08769 -0.0310 0.7627 0.0760
-7.000 -0.2169 0.08954 0.08504 -0.0333 0.7563 0.0781
-6.750 -0.2107 0.08759 0.08298 -0.0360 0.7515 0.0807
-6.500 -0.1978 0.08970 0.08476 -0.0449 0.7450 0.0828
-6.250 -0.1883 0.08284 0.07804 -0.0434 0.7395 0.0838
-6.000 -0.1785 0.07872 0.07392 -0.0412 0.7350 0.0855
-5.750 -0.1639 0.07581 0.07101 -0.0418 0.7287 0.0880
-5.500 -0.1493 0.07331 0.06843 -0.0428 0.7228 0.0910
-5.250 -0.1317 0.07191 0.06681 -0.0447 0.7184 0.0957
-5.000 -0.1096 0.07076 0.06538 -0.0483 0.7123 0.0983
-4.750 -0.0974 0.06639 0.06108 -0.0475 0.7067 0.0998
-4.500 -0.0839 0.06355 0.05819 -0.0463 0.7024 0.1022
-4.250 -0.0651 0.06145 0.05602 -0.0469 0.6966 0.1063
-4.000 -0.0360 0.06176 0.05586 -0.0493 0.6904 0.1138
-3.750 -0.0245 0.05752 0.05171 -0.0479 0.6864 0.1160
-3.500 -0.0071 0.05533 0.04948 -0.0474 0.6814 0.1207
-3.250 0.0209 0.05515 0.04894 -0.0488 0.6746 0.1302
-3.000 0.0357 0.05185 0.04566 -0.0476 0.6704 0.1330
-2.750 0.0550 0.05005 0.04373 -0.0466 0.6668 0.1393
-2.500 0.0798 0.04907 0.04258 -0.0478 0.6591 0.1480
-2.250 0.0992 0.04713 0.04057 -0.0469 0.6546 0.1547
-2.000 0.1211 0.04555 0.03873 -0.0457 0.6514 0.1653
-1.750 0.1447 0.04516 0.03823 -0.0466 0.6434 0.1793
-1.250 0.1861 0.04187 0.03469 -0.0444 0.6356 0.2122
-1.000 0.2054 0.04099 0.03386 -0.0446 0.6282 0.2322
-0.750 0.2249 0.03970 0.03248 -0.0437 0.6230 0.2629
-0.250 0.2639 0.03723 0.02989 -0.0417 0.6138 0.3315
0.000 0.2869 0.03684 0.02935 -0.0414 0.6074 0.3545
0.250 0.3174 0.03593 0.02816 -0.0408 0.6041 0.3537
0.500 0.3882 0.03421 0.02485 -0.0413 0.6019 0.1098
0.750 0.4091 0.03498 0.02562 -0.0424 0.5925 0.1095
1.000 0.4382 0.03403 0.02448 -0.0419 0.5888 0.1079
1.250 0.4696 0.03289 0.02310 -0.0412 0.5863 0.1076
1.500 0.4891 0.03404 0.02430 -0.0420 0.5771 0.1089
1.750 0.5180 0.03359 0.02370 -0.0417 0.5731 0.1123
2.000 0.5511 0.03270 0.02284 -0.0418 0.5706 0.1233
2.250 0.7236 0.03045 0.02252 -0.0701 0.5623 1.0000
2.500 0.7455 0.03089 0.02278 -0.0693 0.5576 1.0000
2.750 0.7699 0.03073 0.02242 -0.0679 0.5548 1.0000
3.000 0.7847 0.03262 0.02432 -0.0679 0.5479 1.0000
3.250 0.8012 0.03388 0.02555 -0.0673 0.5421 1.0000
3.500 0.8254 0.03380 0.02535 -0.0661 0.5394 1.0000
3.750 0.8519 0.03340 0.02480 -0.0648 0.5374 1.0000
4.000 0.8452 0.03767 0.02927 -0.0644 0.5261 1.0000
4.250 0.8693 0.03762 0.02914 -0.0632 0.5235 1.0000
4.500 0.8967 0.03724 0.02866 -0.0621 0.5218 1.0000
5.000 0.7614 0.05484 0.04661 -0.0538 0.4945 1.0000
5.250 0.7811 0.05542 0.04715 -0.0526 0.4919 1.0000
5.500 0.8179 0.05488 0.04655 -0.0524 0.4904 1.0000
5.750 0.8603 0.05371 0.04533 -0.0523 0.4894 1.0000
6.000 0.7224 0.06660 0.05830 -0.0442 0.4766 1.0000
6.250 0.7536 0.06657 0.05821 -0.0435 0.4746 1.0000
6.500 0.7127 0.07280 0.06448 -0.0415 0.4705 1.0000
6.750 0.6882 0.07767 0.06938 -0.0403 0.4681 1.0000
7.000 0.6817 0.08148 0.07321 -0.0397 0.4692 1.0000
7.250 0.6798 0.08493 0.07667 -0.0393 0.4701 1.0000
7.500 0.6946 0.08778 0.07953 -0.0396 0.4745 1.0000
7.750 0.7135 0.08996 0.08171 -0.0393 0.4731 1.0000
8.000 0.6250 0.09960 0.09151 -0.0395 0.4964 1.0000
8.250 0.6464 0.10135 0.09323 -0.0393 0.4921 1.0000
8.500 0.6843 0.10363 0.09551 -0.0399 0.4896 1.0000
8.750 0.6520 0.10570 0.09760 -0.0380 0.4803 1.0000
9.000 0.6739 0.10756 0.09946 -0.0379 0.4762 1.0000
9.250 0.7113 0.11006 0.10197 -0.0385 0.4738 1.0000
9.500 0.6791 0.11203 0.10397 -0.0368 0.4638 1.0000
9.750 0.7048 0.11396 0.10591 -0.0368 0.4598 1.0000
10.000 0.7416 0.11686 0.10885 -0.0375 0.4580 1.0000
10.250 0.7039 0.11879 0.11081 -0.0361 0.4479 1.0000
10.500 0.7314 0.12081 0.11286 -0.0361 0.4440 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M24 AIRFOIL (m24-il)