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

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
<< Back to NACA6409 9% (n6409-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA6409 9% (n6409-il)