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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to N-24 (n24-il)