N-24 (n24-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: N-24 (n24-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 24.47 at α=2.5° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-n24-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-n24-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.250 -0.2096 0.11113 0.10409 -0.0603 0.9723 0.0846
-12.000 -0.1954 0.10684 0.09978 -0.0643 0.9661 0.0839
-11.750 -0.1848 0.10244 0.09537 -0.0683 0.9589 0.0834
-11.500 -0.1783 0.09806 0.09098 -0.0721 0.9505 0.0830
-11.250 -0.1742 0.09331 0.08622 -0.0765 0.9426 0.0832
-11.000 -0.1771 0.08868 0.08161 -0.0802 0.9320 0.0835
-10.750 -0.1864 0.08392 0.07686 -0.0836 0.9198 0.0838
-10.500 -0.2028 0.07876 0.07170 -0.0871 0.9068 0.0838
-10.250 -0.2213 0.07189 0.06472 -0.0923 0.8954 0.0838
-10.000 -0.2424 0.06510 0.05769 -0.0958 0.8839 0.0839
-9.750 -0.2616 0.05926 0.05147 -0.0971 0.8718 0.0843
-9.500 -0.2646 0.05353 0.04517 -0.0986 0.8640 0.0853
-9.250 -0.2543 0.05197 0.04353 -0.0973 0.8535 0.0864
-9.000 -0.2365 0.04970 0.04105 -0.0974 0.8465 0.0882
-8.750 -0.2244 0.04734 0.03837 -0.0967 0.8377 0.0907
-8.500 -0.2113 0.04419 0.03459 -0.0964 0.8295 0.0946
-8.250 -0.1832 0.04325 0.03366 -0.0965 0.8245 0.0983
-8.000 -0.1702 0.04179 0.03189 -0.0950 0.8138 0.1027
-7.750 -0.1448 0.04045 0.03038 -0.0948 0.8079 0.1075
-7.500 -0.1234 0.03924 0.02887 -0.0941 0.8004 0.1140
-7.250 -0.1015 0.03869 0.02830 -0.0933 0.7921 0.1203
-7.000 -0.0729 0.03765 0.02698 -0.0933 0.7871 0.1295
-6.750 -0.0546 0.03752 0.02680 -0.0921 0.7777 0.1377
-6.500 -0.0292 0.03730 0.02654 -0.0917 0.7712 0.1495
-6.250 0.0006 0.03683 0.02598 -0.0917 0.7670 0.1630
-6.000 0.0169 0.03676 0.02569 -0.0904 0.7563 0.1721
-5.750 0.0458 0.03599 0.02487 -0.0902 0.7511 0.1785
-5.500 0.0714 0.03556 0.02431 -0.0898 0.7447 0.1859
-5.250 0.0939 0.03528 0.02385 -0.0891 0.7363 0.1926
-5.000 0.1247 0.03464 0.02320 -0.0891 0.7316 0.1999
-4.750 0.1478 0.03454 0.02294 -0.0885 0.7237 0.2093
-4.500 0.1730 0.03432 0.02276 -0.0880 0.7165 0.2190
-4.250 0.2060 0.03373 0.02207 -0.0883 0.7121 0.2327
-4.000 0.2257 0.03392 0.02224 -0.0874 0.7028 0.2458
-3.750 0.2542 0.03357 0.02190 -0.0872 0.6963 0.2647
-3.500 0.2886 0.03284 0.02118 -0.0874 0.6921 0.2909
-3.250 0.3045 0.03319 0.02163 -0.0861 0.6805 0.3133
-3.000 0.3369 0.03248 0.02100 -0.0860 0.6751 0.3522
-2.750 0.3556 0.03256 0.02133 -0.0849 0.6652 0.3991
-2.500 0.3817 0.03191 0.02109 -0.0840 0.6586 0.4840
-2.250 0.4104 0.03058 0.02051 -0.0824 0.6545 0.6604
-2.000 0.4663 0.03065 0.02101 -0.0878 0.6432 1.0002
-1.750 0.4974 0.03045 0.02048 -0.0878 0.6378 1.0002
-1.500 0.5136 0.03116 0.02101 -0.0864 0.6281 1.0002
-1.250 0.5405 0.03120 0.02082 -0.0860 0.6213 1.0002
-1.000 0.5711 0.03105 0.02042 -0.0858 0.6158 1.0002
-0.750 0.5841 0.03196 0.02124 -0.0842 0.6050 1.0002
-0.500 0.6170 0.03166 0.02072 -0.0843 0.6000 1.0002
-0.250 0.6290 0.03265 0.02163 -0.0826 0.5891 1.0002
0.000 0.6591 0.03252 0.02133 -0.0825 0.5830 1.0002
0.250 0.6772 0.03317 0.02188 -0.0813 0.5740 1.0002
0.500 0.7007 0.03345 0.02204 -0.0806 0.5660 1.0002
0.750 0.7373 0.03297 0.02138 -0.0811 0.5615 1.0002
1.000 0.7420 0.03441 0.02282 -0.0788 0.5492 1.0002
1.250 0.7766 0.03406 0.02231 -0.0791 0.5440 1.0002
1.500 0.7830 0.03544 0.02369 -0.0770 0.5327 1.0002
1.750 0.8137 0.03531 0.02344 -0.0770 0.5266 1.0002
2.000 0.8255 0.03638 0.02447 -0.0754 0.5170 1.0002
2.250 0.8481 0.03676 0.02479 -0.0747 0.5094 1.0002
2.500 0.8867 0.03624 0.02412 -0.0756 0.5051 1.0002
2.750 0.8781 0.03856 0.02651 -0.0722 0.4927 1.0002
3.000 0.9134 0.03822 0.02606 -0.0727 0.4879 1.0002
3.250 0.9025 0.04066 0.02857 -0.0692 0.4766 1.0002
3.500 0.9316 0.04068 0.02851 -0.0692 0.4711 1.0002
3.750 0.9308 0.04262 0.03046 -0.0667 0.4625 1.0002
4.000 0.9390 0.04407 0.03192 -0.0651 0.4548 1.0002
4.250 0.9763 0.04353 0.03130 -0.0657 0.4513 1.0002
4.500 0.9427 0.04831 0.03620 -0.0618 0.4389 1.0002
4.750 0.9729 0.04811 0.03594 -0.0617 0.4349 1.0002
5.000 1.0088 0.04754 0.03530 -0.0621 0.4318 1.0002
5.250 0.9628 0.05416 0.04208 -0.0587 0.4186 1.0002
5.500 0.9973 0.05346 0.04134 -0.0586 0.4161 1.0002
6.000 0.9779 0.06112 0.04911 -0.0563 0.3996 1.0002
6.250 1.0105 0.06044 0.04840 -0.0561 0.3974 1.0002
6.750 0.9712 0.07144 0.05956 -0.0547 0.3792 1.0002
7.250 0.9593 0.07983 0.06806 -0.0544 0.3645 1.0002
8.250 0.9179 0.09980 0.08826 -0.0553 0.3330 1.0002
8.500 0.9438 0.09953 0.08802 -0.0547 0.3302 1.0002
10.000 0.9558 0.11847 0.10723 -0.0559 0.2915 1.0002
10.250 0.9366 0.12496 0.11380 -0.0573 0.2811 1.0002
10.500 0.9586 0.12504 0.11392 -0.0569 0.2779 1.0002
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to N-24 (n24-il)