Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

NACA M24 AIRFOIL (m24-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA M24 AIRFOIL (m24-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 5.07 at α=9°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-m24-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-m24-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.250  -0.2828   0.13827   0.13271  -0.0190   1.0000   0.1095
 -11.000  -0.2799   0.13743   0.13191  -0.0241   1.0000   0.1120
 -10.750  -0.2843   0.13809   0.13265  -0.0298   1.0000   0.1129
 -10.500  -0.2631   0.13093   0.12552  -0.0311   1.0000   0.1146
 -10.250  -0.2484   0.12636   0.12097  -0.0317   1.0000   0.1175
 -10.000  -0.2587   0.12603   0.12073  -0.0301   1.0000   0.1190
  -9.750  -0.2628   0.12494   0.11969  -0.0301   0.9962   0.1212
  -9.500  -0.2448   0.12148   0.11620  -0.0367   0.9863   0.1259
  -9.250  -0.2407   0.12083   0.11554  -0.0457   0.9754   0.1286
  -9.000  -0.2025   0.11270   0.10736  -0.0497   0.9695   0.1327
  -8.750  -0.1790   0.10844   0.10305  -0.0541   0.9596   0.1392
  -8.500  -0.1747   0.10707   0.10167  -0.0604   0.9477   0.1438
  -8.250  -0.1873   0.10796   0.10255  -0.0660   0.9340   0.1451
  -8.000  -0.1414   0.09916   0.09372  -0.0660   0.9283   0.1508
  -7.750  -0.1361   0.09705   0.09160  -0.0677   0.9171   0.1557
  -7.500  -0.1436   0.09679   0.09133  -0.0699   0.9061   0.1596
  -7.250  -0.1558   0.09843   0.09290  -0.0737   0.8959   0.1615
  -7.000  -0.1308   0.09158   0.08610  -0.0709   0.8879   0.1662
  -6.750  -0.1231   0.08958   0.08406  -0.0719   0.8800   0.1728
  -6.500  -0.1368   0.09111   0.08551  -0.0734   0.8696   0.1768
  -6.250  -0.1172   0.08605   0.08048  -0.0727   0.8637   0.1820
  -6.000  -0.1192   0.08505   0.07949  -0.0716   0.8546   0.1884
  -5.750  -0.1145   0.08370   0.07804  -0.0729   0.8479   0.1954
  -5.500  -0.1151   0.08198   0.07637  -0.0704   0.8395   0.2014
  -5.250  -0.1111   0.08115   0.07542  -0.0712   0.8330   0.2108
  -5.000  -0.1118   0.07935   0.07365  -0.0685   0.8256   0.2171
  -4.750  -0.1102   0.07865   0.07284  -0.0682   0.8188   0.2269
  -4.500  -0.1057   0.07724   0.07140  -0.0666   0.8128   0.2381
  -4.250  -0.1126   0.07632   0.07048  -0.0639   0.8060   0.2441
  -4.000  -0.0992   0.07424   0.06833  -0.0637   0.8006   0.2604
  -3.750  -0.1119   0.07549   0.06945  -0.0605   0.7944   0.2730
  -3.500  -0.1133   0.07293   0.06701  -0.0572   0.7891   0.2816
  -3.250  -0.0991   0.07074   0.06475  -0.0566   0.7841   0.3103
  -3.000  -0.1147   0.07065   0.06465  -0.0520   0.7795   0.3247
  -2.750  -0.1271   0.06996   0.06399  -0.0476   0.7756   0.3418
  -2.500  -0.1295   0.06832   0.06238  -0.0442   0.7719   0.3755
  -2.250  -0.1145   0.06538   0.05946  -0.0423   0.7673   0.4282
  -2.000  -0.1229   0.06520   0.05920  -0.0389   0.7646   0.4529
  -1.750  -0.1282   0.06367   0.05775  -0.0352   0.7627   0.4736
  -1.500  -0.1270   0.06260   0.05668  -0.0328   0.7613   0.4978
  -1.250  -0.1202   0.06176   0.05575  -0.0315   0.7599   0.5214
  -1.000  -0.1102   0.06073   0.05468  -0.0305   0.7592   0.5407
  -0.750  -0.0958   0.06063   0.05443  -0.0310   0.7606   0.5541
  -0.500  -0.0786   0.06015   0.05389  -0.0317   0.7629   0.5619
  -0.250  -0.0511   0.06056   0.05409  -0.0346   0.7675   0.5613
   0.000  -0.1984   0.06319   0.05723  -0.0183   0.9285   0.5386
   0.250  -0.1638   0.06288   0.05671  -0.0214   0.9140   0.5537
   0.500  -0.1258   0.06322   0.05677  -0.0252   0.8992   0.5540
   0.750  -0.0864   0.06426   0.05747  -0.0294   0.8847   0.5368
   1.000  -0.0438   0.06641   0.05914  -0.0343   0.8707   0.4793
   1.250   0.0056   0.07039   0.06235  -0.0393   0.8555   0.3678
   1.500   0.0483   0.07273   0.06411  -0.0420   0.8440   0.2842
   1.750   0.0955   0.07503   0.06570  -0.0447   0.8324   0.2246
   2.000   0.1105   0.07486   0.06530  -0.0435   0.8203   0.2074
   2.250   0.1437   0.07608   0.06621  -0.0450   0.8139   0.1901
   2.500   0.1679   0.07650   0.06637  -0.0451   0.8019   0.1805
   2.750   0.1833   0.07714   0.06678  -0.0441   0.7914   0.1755
   3.250   0.2336   0.07940   0.06855  -0.0453   0.7727   0.1756
   3.500   0.2793   0.08196   0.07089  -0.0491   0.7672   0.1810
   3.750   0.2838   0.08205   0.07092  -0.0470   0.7557   0.1831
   4.000   0.3274   0.08494   0.07359  -0.0500   0.7504   0.1920
   4.250   0.3259   0.08468   0.07334  -0.0471   0.7388   0.1981
   4.500   0.3620   0.08725   0.07584  -0.0489   0.7341   0.2246
   4.750   0.3569   0.08698   0.07562  -0.0457   0.7239   0.2364
   5.000   0.3838   0.08750   0.07713  -0.0462   0.7189   0.4458
   5.250   0.4209   0.08960   0.07942  -0.0511   0.7082   1.0000
   5.500   0.4501   0.09257   0.08208  -0.0523   0.7017   1.0000
   5.750   0.4462   0.09328   0.08270  -0.0497   0.6928   1.0000
   6.000   0.4695   0.09581   0.08506  -0.0503   0.6861   1.0000
   6.250   0.4723   0.09727   0.08643  -0.0487   0.6791   1.0000
   6.500   0.4903   0.09933   0.08837  -0.0486   0.6705   1.0000
   6.750   0.5051   0.10192   0.09087  -0.0485   0.6655   1.0000
   7.000   0.5092   0.10294   0.09184  -0.0471   0.6557   1.0000
   7.250   0.5400   0.10674   0.09556  -0.0486   0.6513   1.0000
   7.500   0.5290   0.10681   0.09562  -0.0458   0.6416   1.0000
   7.750   0.5557   0.11003   0.09877  -0.0469   0.6357   1.0000
   8.000   0.5512   0.11106   0.09979  -0.0450   0.6284   1.0000
   8.250   0.5691   0.11345   0.10216  -0.0452   0.6210   1.0000
   8.500   0.5874   0.11674   0.10542  -0.0457   0.6167   1.0000
   8.750   0.5856   0.11736   0.10605  -0.0441   0.6066   1.0000
   9.000   0.6151   0.12143   0.11011  -0.0455   0.6021   1.0000
   9.250   0.6031   0.12164   0.11033  -0.0433   0.5934   1.0000
   9.500   0.6260   0.12478   0.11349  -0.0440   0.5871   1.0000
   9.750   0.6256   0.12646   0.11519  -0.0431   0.5809   1.0000
  10.000   0.6378   0.12861   0.11736  -0.0430   0.5729   1.0000
  10.250   0.6697   0.13355   0.12234  -0.0447   0.5690   1.0000
  10.500   0.6528   0.13296   0.12177  -0.0425   0.5595   1.0000
  10.750   0.6776   0.13671   0.12558  -0.0435   0.5541   1.0000
  11.000   0.6721   0.13795   0.12685  -0.0426   0.5480   1.0000
  11.250   0.6850   0.14035   0.12930  -0.0427   0.5405   1.0000
  11.500   0.7171   0.14584   0.13487  -0.0444   0.5367   1.0000
  11.750   0.6986   0.14484   0.13389  -0.0426   0.5275   1.0000
  12.000   0.7204   0.14855   0.13770  -0.0435   0.5223   1.0000
<< Back to NACA M24 AIRFOIL (m24-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA M24 AIRFOIL (m24-il)