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

N-24 (n24-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: N-24 (n24-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 6.45 at α=1°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-n24-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-n24-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: N-24                                            
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.750  -0.2811   0.13551   0.12940  -0.0178   0.9998   0.2262
 -11.500  -0.3106   0.13669   0.13070  -0.0164   0.9998   0.2303
 -11.250  -0.3557   0.13921   0.13337  -0.0151   0.9998   0.2318
 -11.000  -0.3264   0.13301   0.12719  -0.0130   0.9998   0.2348
 -10.750  -0.3216   0.13082   0.12505  -0.0108   0.9998   0.2388
 -10.500  -0.3298   0.12975   0.12405  -0.0090   0.9998   0.2439
 -10.250  -0.3577   0.13010   0.12450  -0.0076   0.9998   0.2492
 -10.000  -0.4107   0.13214   0.12668  -0.0073   0.9981   0.2513
  -9.750  -0.3300   0.12328   0.11771  -0.0107   0.9920   0.2619
  -9.500  -0.3614   0.12350   0.11801  -0.0136   0.9840   0.2705
  -9.250  -0.3091   0.11718   0.11164  -0.0166   0.9776   0.2796
  -9.000  -0.3312   0.11678   0.11129  -0.0181   0.9698   0.2900
  -8.750  -0.3092   0.11249   0.10701  -0.0196   0.9624   0.2965
  -8.500  -0.3051   0.11057   0.10509  -0.0210   0.9550   0.3084
  -8.250  -0.3329   0.10927   0.10388  -0.0203   0.9468   0.3141
  -8.000  -0.2995   0.10580   0.10038  -0.0208   0.9401   0.3257
  -7.750  -0.3280   0.10455   0.09920  -0.0205   0.9329   0.3350
  -7.500  -0.3070   0.10192   0.09656  -0.0204   0.9261   0.3488
  -7.250  -0.3090   0.09962   0.09431  -0.0190   0.9192   0.3596
  -7.000  -0.3002   0.09721   0.09190  -0.0199   0.9133   0.3790
  -6.750  -0.3215   0.07490   0.06837  -0.0569   0.9131   0.1957
  -6.500  -0.3117   0.07180   0.06512  -0.0571   0.9075   0.1911
  -6.250  -0.2877   0.06770   0.06071  -0.0603   0.9016   0.1877
  -6.000  -0.2566   0.06346   0.05595  -0.0645   0.8953   0.1873
  -5.750  -0.2367   0.06040   0.05226  -0.0662   0.8897   0.1922
  -5.500  -0.2014   0.05884   0.05059  -0.0685   0.8821   0.2025
  -5.250  -0.1792   0.05702   0.04815  -0.0694   0.8748   0.2138
  -5.000  -0.1514   0.05659   0.04769  -0.0702   0.8668   0.2290
  -4.750  -0.1269   0.05646   0.04754  -0.0704   0.8577   0.2465
  -4.500  -0.0975   0.05623   0.04725  -0.0713   0.8482   0.2648
  -4.250  -0.0709   0.05569   0.04640  -0.0721   0.8383   0.2755
  -4.000  -0.0273   0.05524   0.04568  -0.0748   0.8275   0.2884
  -3.750  -0.0119   0.05510   0.04542  -0.0739   0.8172   0.2957
  -3.500   0.0378   0.05482   0.04485  -0.0771   0.8061   0.3108
  -3.250   0.0489   0.05497   0.04506  -0.0756   0.7953   0.3204
  -3.000   0.0845   0.05496   0.04494  -0.0769   0.7844   0.3393
  -2.750   0.1112   0.05509   0.04503  -0.0771   0.7736   0.3599
  -2.500   0.1364   0.05544   0.04538  -0.0771   0.7622   0.3890
  -2.250   0.1837   0.05515   0.04528  -0.0794   0.7516   0.4460
  -2.000   0.1920   0.05579   0.04616  -0.0777   0.7399   0.4899
  -1.750   0.2418   0.05379   0.04614  -0.0786   0.7297   1.0002
  -1.500   0.2619   0.05508   0.04674  -0.0793   0.7171   1.0002
  -1.250   0.2797   0.05641   0.04774  -0.0788   0.7057   1.0002
  -1.000   0.3225   0.05704   0.04799  -0.0805   0.6953   1.0002
  -0.750   0.3213   0.05890   0.04972  -0.0783   0.6829   1.0002
  -0.500   0.3590   0.05972   0.05027  -0.0795   0.6735   1.0002
  -0.250   0.3617   0.06163   0.05206  -0.0779   0.6622   1.0002
   0.000   0.3822   0.06305   0.05332  -0.0776   0.6522   1.0002
   0.250   0.3988   0.06460   0.05474  -0.0772   0.6425   1.0002
   0.500   0.4132   0.06647   0.05648  -0.0767   0.6341   1.0002
   0.750   0.4193   0.06866   0.05859  -0.0758   0.6258   1.0002
   1.000   0.4506   0.06981   0.05958  -0.0763   0.6176   1.0002
   1.250   0.4391   0.07295   0.06271  -0.0746   0.6107   1.0002
   1.500   0.4584   0.07487   0.06453  -0.0748   0.6050   1.0002
   1.750   0.4774   0.07690   0.06646  -0.0748   0.5991   1.0002
   2.000   0.4676   0.08033   0.06988  -0.0738   0.5962   1.0002
   2.250   0.4670   0.08348   0.07301  -0.0733   0.5950   1.0002
   2.500   0.4738   0.08683   0.07632  -0.0737   0.5978   1.0002
   2.750   0.4928   0.09014   0.07959  -0.0749   0.6017   1.0002
   3.000   0.3999   0.09848   0.08823  -0.0738   0.6812   1.0002
   3.250   0.4356   0.10227   0.09192  -0.0761   0.6761   1.0002
   3.500   0.4230   0.10323   0.09286  -0.0736   0.6696   1.0002
   3.750   0.4438   0.10559   0.09517  -0.0742   0.6604   1.0002
   4.000   0.4681   0.10917   0.09867  -0.0755   0.6558   1.0002
   4.250   0.4621   0.10988   0.09937  -0.0735   0.6450   1.0002
   4.500   0.4948   0.11360   0.10303  -0.0754   0.6394   1.0002
   4.750   0.4853   0.11473   0.10415  -0.0734   0.6316   1.0002
   5.000   0.5088   0.11745   0.10683  -0.0743   0.6227   1.0002
   5.250   0.5239   0.12068   0.11003  -0.0748   0.6180   1.0002
   5.500   0.5238   0.12178   0.11113  -0.0736   0.6072   1.0002
   5.750   0.5615   0.12636   0.11567  -0.0759   0.6017   1.0002
   6.000   0.5445   0.12658   0.11590  -0.0736   0.5916   1.0002
   6.250   0.5740   0.13018   0.11948  -0.0750   0.5845   1.0002
   6.500   0.5690   0.13187   0.12117  -0.0740   0.5773   1.0002
   6.750   0.5880   0.13447   0.12378  -0.0745   0.5676   1.0002
   7.000   0.6025   0.13793   0.12723  -0.0751   0.5623   1.0002
   7.250   0.6051   0.13921   0.12852  -0.0745   0.5508   1.0002
   7.500   0.6447   0.14494   0.13424  -0.0767   0.5455   1.0002
   7.750   0.6243   0.14420   0.13354  -0.0748   0.5337   1.0002
   8.000   0.6640   0.14973   0.13907  -0.0768   0.5275   1.0002
<< Back to N-24 (n24-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to N-24 (n24-il)