NACA6409 9% (n6409-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA6409 9% (n6409-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 27.09 at α=10.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-n6409-il-50000.txt Download as CSV file: xf-n6409-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA6409 9%
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.2864 0.12880 0.12196 -0.0359 1.0000 0.1262
-9.500 -0.2967 0.12883 0.12211 -0.0354 1.0000 0.1286
-9.250 -0.3119 0.12967 0.12308 -0.0346 1.0000 0.1294
-9.000 -0.3088 0.12560 0.11909 -0.0334 1.0000 0.1311
-8.750 -0.2965 0.12076 0.11425 -0.0314 1.0000 0.1350
-8.500 -0.2989 0.11889 0.11245 -0.0299 1.0000 0.1384
-8.250 -0.3070 0.11788 0.11154 -0.0285 1.0000 0.1416
-8.000 -0.3242 0.11825 0.11204 -0.0269 1.0000 0.1438
-7.750 -0.3456 0.11912 0.11305 -0.0248 1.0000 0.1445
-7.500 -0.3687 0.12002 0.11410 -0.0227 1.0000 0.1449
-7.250 -0.3352 0.11137 0.10540 -0.0211 1.0000 0.1504
-7.000 -0.3433 0.10993 0.10403 -0.0188 1.0000 0.1539
-6.750 -0.3584 0.10936 0.10358 -0.0164 1.0000 0.1568
-6.500 -0.3759 0.10940 0.10373 -0.0161 1.0000 0.1592
-6.250 -0.3924 0.11013 0.10459 -0.0195 1.0000 0.1604
-6.000 -0.3796 0.10389 0.09836 -0.0127 1.0000 0.1654
-5.750 -0.3830 0.10203 0.09656 -0.0117 1.0000 0.1705
-5.500 -0.3921 0.10199 0.09658 -0.0167 1.0000 0.1754
-5.250 -0.3903 0.09793 0.09259 -0.0127 1.0000 0.1791
-5.000 -0.3892 0.09558 0.09029 -0.0115 1.0000 0.1861
-4.750 -0.3866 0.09391 0.08864 -0.0173 1.0000 0.1923
-4.500 -0.3853 0.09063 0.08541 -0.0128 1.0000 0.1973
-4.250 -0.3743 0.08874 0.08349 -0.0199 1.0000 0.2074
-4.000 -0.3737 0.08551 0.08033 -0.0154 1.0000 0.2120
-3.750 -0.3599 0.08305 0.07784 -0.0204 1.0000 0.2236
-3.500 -0.3548 0.08039 0.07521 -0.0185 1.0000 0.2323
-3.250 -0.3285 0.07843 0.07310 -0.0273 1.0000 0.2524
-3.000 -0.3311 0.07507 0.06986 -0.0216 1.0000 0.2584
-2.750 -0.3183 0.07271 0.06748 -0.0227 1.0000 0.2768
-2.500 -0.3008 0.07024 0.06497 -0.0257 1.0000 0.3002
-2.250 -0.2677 0.06719 0.06188 -0.0294 0.9918 0.3321
-1.250 0.0482 0.04937 0.04144 -0.0899 0.9480 0.1874
-1.000 0.1014 0.04667 0.03803 -0.0958 0.9386 0.1799
-0.750 0.1513 0.04516 0.03593 -0.1005 0.9297 0.1883
-0.500 0.1853 0.04408 0.03450 -0.1025 0.9193 0.1977
-0.250 0.2228 0.04349 0.03354 -0.1048 0.9097 0.2184
0.000 0.2639 0.04301 0.03283 -0.1076 0.9007 0.2457
0.250 0.2919 0.04284 0.03245 -0.1083 0.8904 0.2731
0.500 0.3298 0.04275 0.03212 -0.1105 0.8814 0.3144
0.750 0.3681 0.04251 0.03189 -0.1127 0.8727 0.3748
1.000 0.3970 0.04217 0.03201 -0.1137 0.8638 0.4664
1.250 0.4382 0.04123 0.03177 -0.1156 0.8560 1.0000
1.500 0.4529 0.04230 0.03250 -0.1146 0.8459 1.0000
1.750 0.4792 0.04340 0.03329 -0.1152 0.8371 1.0000
2.000 0.5075 0.04445 0.03410 -0.1161 0.8286 1.0000
2.250 0.5233 0.04570 0.03520 -0.1155 0.8197 1.0000
2.500 0.5595 0.04673 0.03605 -0.1174 0.8122 1.0000
2.750 0.5668 0.04815 0.03738 -0.1157 0.8032 1.0000
3.000 0.5997 0.04926 0.03838 -0.1172 0.7958 1.0000
3.250 0.6078 0.05078 0.03985 -0.1158 0.7875 1.0000
3.500 0.6348 0.05205 0.04105 -0.1165 0.7800 1.0000
3.750 0.6456 0.05364 0.04261 -0.1155 0.7723 1.0000
4.000 0.6697 0.05502 0.04395 -0.1160 0.7648 1.0000
4.250 0.6809 0.05671 0.04563 -0.1151 0.7573 1.0000
4.500 0.7035 0.05820 0.04712 -0.1154 0.7499 1.0000
4.750 0.7134 0.06003 0.04896 -0.1146 0.7426 1.0000
5.000 0.7356 0.06162 0.05056 -0.1149 0.7352 1.0000
5.250 0.7433 0.06360 0.05257 -0.1139 0.7280 1.0000
5.500 0.7656 0.06527 0.05428 -0.1143 0.7204 1.0000
5.750 0.7715 0.06741 0.05650 -0.1133 0.7132 1.0000
6.000 0.7931 0.06919 0.05833 -0.1136 0.7056 1.0000
6.250 0.7966 0.07156 0.06075 -0.1126 0.6989 1.0000
6.500 0.8180 0.07341 0.06268 -0.1128 0.6905 1.0000
6.750 0.8225 0.07584 0.06518 -0.1120 0.6834 1.0000
7.000 0.8397 0.07792 0.06738 -0.1120 0.6749 1.0000
7.250 0.8489 0.08030 0.06985 -0.1116 0.6673 1.0000
7.500 0.8594 0.08273 0.07238 -0.1113 0.6591 1.0000
7.750 0.8861 0.08437 0.07415 -0.1116 0.6470 1.0000
8.000 0.8777 0.08776 0.07762 -0.1106 0.6419 1.0000
8.250 0.8967 0.08977 0.07977 -0.1105 0.6296 1.0000
8.500 0.9183 0.09163 0.08181 -0.1105 0.6163 1.0000
8.750 0.9390 0.09343 0.08377 -0.1102 0.6023 1.0000
9.000 0.9583 0.09524 0.08574 -0.1098 0.5878 1.0000
9.250 0.9733 0.09717 0.08784 -0.1091 0.5727 1.0000
9.500 0.9840 0.09928 0.09014 -0.1082 0.5567 1.0000
9.750 0.9933 0.10143 0.09246 -0.1072 0.5400 1.0000
10.000 1.0076 0.10304 0.09426 -0.1061 0.5207 1.0000
10.250 1.0468 0.10195 0.09347 -0.1042 0.4958 1.0000
10.500 1.0939 0.09845 0.09039 -0.1008 0.4662 1.0000
10.750 1.3244 0.04889 0.04050 -0.0722 0.2272 1.0000
11.000 1.3055 0.05322 0.04418 -0.0693 0.1922 1.0000
11.250 1.2963 0.05704 0.04753 -0.0669 0.1655 1.0000
11.500 1.3019 0.05985 0.05015 -0.0646 0.1433 1.0000
11.750 1.3341 0.06124 0.05128 -0.0625 0.1217 1.0000
12.000 1.4106 0.06261 0.05266 -0.0627 0.1045 1.0000
12.250 1.4555 0.06627 0.05653 -0.0634 0.0964 1.0000
12.500 1.4671 0.07017 0.06089 -0.0621 0.0944 1.0000
12.750 1.4702 0.07429 0.06543 -0.0604 0.0934 1.0000
13.000 1.4642 0.07853 0.07006 -0.0585 0.0929 1.0000
13.250 1.4512 0.08295 0.07483 -0.0568 0.0927 1.0000
13.500 1.4328 0.08768 0.07990 -0.0554 0.0929 1.0000
13.750 1.4099 0.09288 0.08541 -0.0548 0.0933 1.0000
14.000 1.3841 0.09863 0.09145 -0.0550 0.0941 1.0000
14.250 1.3567 0.10501 0.09810 -0.0561 0.0950 1.0000
14.500 1.3291 0.11201 0.10531 -0.0583 0.0961 1.0000
14.750 1.3028 0.11956 0.11303 -0.0612 0.0971 1.0000
15.000 1.2802 0.12745 0.12105 -0.0647 0.0982 1.0000
15.250 1.2640 0.13532 0.12901 -0.0681 0.0990 1.0000
15.500 1.1238 0.17537 0.16884 -0.0995 0.1218 1.0000
15.750 1.1241 0.18214 0.17561 -0.1023 0.1238 1.0000
16.000 1.1306 0.18793 0.18144 -0.1040 0.1259 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA6409 9% (n6409-il)