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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M24 AIRFOIL (m24-il)