NACA M24 AIRFOIL (m24-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M24 AIRFOIL (m24-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 19.91 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m24-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-m24-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.2515 0.11582 0.10963 -0.0264 0.7946 0.0960
-8.750 -0.2560 0.11474 0.10854 -0.0306 0.7875 0.0969
-8.500 -0.2610 0.11366 0.10746 -0.0346 0.7799 0.0972
-8.250 -0.2477 0.10837 0.10218 -0.0343 0.7733 0.0981
-8.000 -0.2284 0.10308 0.09683 -0.0323 0.7671 0.1002
-7.750 -0.2187 0.09982 0.09356 -0.0331 0.7598 0.1024
-7.500 -0.2149 0.09727 0.09097 -0.0336 0.7541 0.1046
-7.250 -0.2088 0.09479 0.08846 -0.0357 0.7473 0.1077
-7.000 -0.2063 0.09348 0.08707 -0.0396 0.7410 0.1116
-6.750 -0.2044 0.09382 0.08717 -0.0444 0.7359 0.1131
-6.500 -0.1883 0.08734 0.08085 -0.0424 0.7290 0.1153
-6.250 -0.1765 0.08404 0.07753 -0.0419 0.7233 0.1185
-6.000 -0.1656 0.08149 0.07489 -0.0426 0.7183 0.1222
-5.750 -0.1523 0.08047 0.07369 -0.0464 0.7114 0.1280
-5.500 -0.1394 0.07857 0.07160 -0.0482 0.7062 0.1297
-5.250 -0.1268 0.07432 0.06737 -0.0471 0.7012 0.1317
-5.000 -0.1117 0.07151 0.06454 -0.0474 0.6946 0.1350
-4.750 -0.0966 0.06936 0.06225 -0.0477 0.6896 0.1402
-4.500 -0.0789 0.06805 0.06064 -0.0492 0.6848 0.1465
-4.250 -0.0639 0.06487 0.05752 -0.0488 0.6782 0.1510
-3.750 -0.0304 0.06069 0.05302 -0.0484 0.6691 0.1673
-3.250 0.0071 0.05706 0.04912 -0.0487 0.6571 0.1829
-3.000 0.0493 0.05365 0.04484 -0.0502 0.6536 0.0948
-2.500 0.0963 0.04984 0.04038 -0.0500 0.6416 0.0811
-2.250 0.1183 0.04803 0.03833 -0.0491 0.6378 0.0804
-2.000 0.1408 0.04684 0.03690 -0.0490 0.6316 0.0807
-1.750 0.1639 0.04558 0.03538 -0.0485 0.6259 0.0808
-1.500 0.1882 0.04409 0.03359 -0.0477 0.6219 0.0804
-1.250 0.2116 0.04301 0.03228 -0.0473 0.6166 0.0796
-1.000 0.2350 0.04214 0.03119 -0.0470 0.6103 0.0790
-0.750 0.2613 0.04095 0.02968 -0.0464 0.6062 0.0786
-0.500 0.2889 0.03984 0.02824 -0.0459 0.6025 0.0786
-0.250 0.3120 0.03967 0.02790 -0.0462 0.5948 0.0792
0.000 0.3405 0.03892 0.02681 -0.0459 0.5905 0.0815
0.250 0.3727 0.03795 0.02562 -0.0461 0.5874 0.0846
0.500 0.4022 0.03832 0.02590 -0.0480 0.5792 0.0870
0.750 0.4409 0.03780 0.02514 -0.0498 0.5747 0.0899
1.000 0.4788 0.03706 0.02415 -0.0508 0.5716 0.0939
1.250 0.5002 0.03780 0.02485 -0.0512 0.5639 0.0985
1.500 0.5242 0.03781 0.02486 -0.0508 0.5590 0.1074
1.750 0.5495 0.03742 0.02438 -0.0499 0.5559 0.1183
2.000 0.5620 0.03847 0.02543 -0.0489 0.5487 0.1299
2.250 0.5785 0.03879 0.02583 -0.0476 0.5434 0.1559
2.500 0.5981 0.03834 0.02563 -0.0460 0.5402 0.2301
2.750 0.7287 0.03760 0.02607 -0.0661 0.5348 1.0000
3.000 0.7398 0.03906 0.02744 -0.0649 0.5281 1.0000
3.250 0.7606 0.03940 0.02762 -0.0637 0.5246 1.0000
3.500 0.7848 0.03942 0.02746 -0.0625 0.5222 1.0000
3.750 0.7749 0.04277 0.03091 -0.0606 0.5120 1.0000
4.000 0.7946 0.04320 0.03123 -0.0593 0.5087 1.0000
4.250 0.8049 0.04450 0.03247 -0.0577 0.5039 1.0000
4.500 0.7940 0.04757 0.03557 -0.0552 0.4951 1.0000
4.750 0.8149 0.04787 0.03579 -0.0539 0.4923 1.0000
5.000 0.8359 0.04821 0.03605 -0.0527 0.4898 1.0000
5.500 0.8184 0.05403 0.04189 -0.0482 0.4754 1.0000
6.000 0.7880 0.06047 0.04831 -0.0427 0.4609 1.0000
6.250 0.7988 0.06182 0.04962 -0.0414 0.4575 1.0000
6.500 0.7726 0.06633 0.05416 -0.0392 0.4482 1.0000
6.750 0.7903 0.06716 0.05497 -0.0381 0.4452 1.0000
7.000 0.8127 0.06761 0.05540 -0.0372 0.4433 1.0000
7.250 0.7778 0.07340 0.06122 -0.0357 0.4336 1.0000
7.500 0.7933 0.07455 0.06237 -0.0349 0.4303 1.0000
7.750 0.8151 0.07513 0.06294 -0.0341 0.4281 1.0000
8.000 0.7892 0.08034 0.06820 -0.0332 0.4198 1.0000
8.250 0.7992 0.08215 0.07003 -0.0326 0.4161 1.0000
8.500 0.8183 0.08308 0.07099 -0.0319 0.4134 1.0000
8.750 0.8065 0.08703 0.07498 -0.0314 0.4068 1.0000
9.000 0.8097 0.08960 0.07760 -0.0309 0.4021 1.0000
9.250 0.8253 0.09096 0.07899 -0.0303 0.3991 1.0000
9.500 0.8472 0.09168 0.07977 -0.0297 0.3968 1.0000
9.750 0.8242 0.09686 0.08501 -0.0297 0.3884 1.0000
10.000 0.8362 0.09861 0.08681 -0.0292 0.3847 1.0000
10.250 0.8565 0.09951 0.08778 -0.0287 0.3821 1.0000
10.500 0.8419 0.10394 0.09227 -0.0287 0.3747 1.0000
10.750 0.8504 0.10605 0.09445 -0.0285 0.3702 1.0000
11.000 0.8690 0.10714 0.09563 -0.0280 0.3672 1.0000
11.250 0.8615 0.11094 0.09950 -0.0281 0.3607 1.0000
11.500 0.8659 0.11351 0.10216 -0.0280 0.3556 1.0000
11.750 0.8827 0.11482 0.10356 -0.0277 0.3523 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M24 AIRFOIL (m24-il)