NACA6409 9% (n6409-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA6409 9% (n6409-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 35.96 at α=9° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-n6409-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-n6409-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.3232 0.11599 0.10970 -0.0291 1.0000 0.0948
-7.750 -0.3387 0.11565 0.10948 -0.0273 1.0000 0.0953
-7.500 -0.3565 0.11541 0.10937 -0.0253 1.0000 0.0956
-7.250 -0.3696 0.11463 0.10870 -0.0249 1.0000 0.0959
-7.000 -0.3611 0.11033 0.10445 -0.0253 0.9976 0.0969
-6.750 -0.3382 0.10532 0.09939 -0.0240 0.9946 0.1024
-6.500 -0.3222 0.10209 0.09614 -0.0297 0.9865 0.1076
-6.250 -0.3007 0.09941 0.09341 -0.0452 0.9737 0.1108
-6.000 -0.2843 0.09449 0.08851 -0.0459 0.9679 0.1118
-5.750 -0.2660 0.09025 0.08425 -0.0467 0.9616 0.1135
-5.500 -0.2456 0.08635 0.08032 -0.0505 0.9541 0.1149
-5.250 -0.2225 0.08238 0.07629 -0.0557 0.9461 0.1159
-4.750 -0.1438 0.06704 0.06034 -0.0816 0.9298 0.0682
-4.500 -0.1236 0.06363 0.05687 -0.0833 0.9209 0.0673
-4.250 -0.0867 0.05896 0.05197 -0.0896 0.9153 0.0661
-4.000 -0.0561 0.05463 0.04740 -0.0945 0.9064 0.0658
-3.750 -0.0056 0.04841 0.04053 -0.1040 0.9014 0.0680
-3.500 0.0265 0.04477 0.03652 -0.1075 0.8933 0.0692
-3.250 0.0648 0.04167 0.03307 -0.1112 0.8876 0.0706
-3.000 0.0971 0.03934 0.03036 -0.1134 0.8799 0.0732
-2.750 0.1365 0.03672 0.02712 -0.1166 0.8737 0.0793
-2.500 0.1733 0.03438 0.02418 -0.1188 0.8674 0.0834
-2.250 0.2048 0.03326 0.02286 -0.1198 0.8596 0.0906
-2.000 0.2408 0.03187 0.02105 -0.1214 0.8533 0.0998
-1.750 0.2715 0.03097 0.01983 -0.1219 0.8450 0.1120
-1.500 0.3051 0.03012 0.01877 -0.1228 0.8382 0.1265
-1.250 0.3364 0.02955 0.01806 -0.1233 0.8300 0.1437
-1.000 0.3699 0.02903 0.01743 -0.1242 0.8229 0.1662
-0.750 0.4021 0.02854 0.01685 -0.1248 0.8150 0.1915
-0.500 0.4337 0.02812 0.01639 -0.1253 0.8072 0.2218
-0.250 0.4667 0.02768 0.01596 -0.1261 0.7997 0.2618
0.000 0.4958 0.02733 0.01571 -0.1264 0.7912 0.3104
0.250 0.5302 0.02657 0.01532 -0.1275 0.7845 0.3963
0.500 0.5538 0.02523 0.01515 -0.1263 0.7754 1.0000
0.750 0.5889 0.02522 0.01477 -0.1271 0.7687 1.0000
1.000 0.6130 0.02555 0.01486 -0.1265 0.7584 1.0000
1.250 0.6495 0.02546 0.01453 -0.1276 0.7527 1.0000
1.500 0.6711 0.02589 0.01481 -0.1266 0.7419 1.0000
1.750 0.7031 0.02596 0.01472 -0.1270 0.7350 1.0000
2.000 0.7286 0.02626 0.01492 -0.1266 0.7257 1.0000
2.250 0.7545 0.02658 0.01514 -0.1262 0.7170 1.0000
2.500 0.7849 0.02671 0.01519 -0.1265 0.7098 1.0000
2.750 0.8076 0.02718 0.01562 -0.1257 0.7004 1.0000
3.000 0.8403 0.02723 0.01562 -0.1262 0.6941 1.0000
3.250 0.8602 0.02784 0.01621 -0.1251 0.6843 1.0000
3.500 0.8942 0.02785 0.01619 -0.1258 0.6785 1.0000
3.750 0.9118 0.02859 0.01697 -0.1244 0.6685 1.0000
4.000 0.9466 0.02857 0.01695 -0.1252 0.6631 1.0000
4.250 0.9620 0.02943 0.01787 -0.1235 0.6529 1.0000
4.500 0.9975 0.02940 0.01789 -0.1244 0.6478 1.0000
4.750 1.0107 0.03039 0.01896 -0.1225 0.6375 1.0000
5.000 1.0462 0.03036 0.01898 -0.1233 0.6324 1.0000
5.250 1.0576 0.03146 0.02019 -0.1212 0.6221 1.0000
5.500 1.0882 0.03167 0.02053 -0.1215 0.6161 1.0000
5.750 1.1031 0.03263 0.02161 -0.1198 0.6068 1.0000
6.000 1.1289 0.03309 0.02219 -0.1194 0.5998 1.0000
6.250 1.1470 0.03390 0.02315 -0.1181 0.5913 1.0000
6.500 1.1675 0.03462 0.02405 -0.1171 0.5834 1.0000
6.750 1.1903 0.03520 0.02480 -0.1163 0.5755 1.0000
7.000 1.2041 0.03625 0.02602 -0.1145 0.5665 1.0000
7.250 1.2342 0.03643 0.02640 -0.1145 0.5594 1.0000
7.500 1.2408 0.03782 0.02802 -0.1119 0.5492 1.0000
7.750 1.2824 0.03735 0.02779 -0.1130 0.5426 1.0000
8.000 1.2832 0.03893 0.02956 -0.1096 0.5311 1.0000
8.250 1.2942 0.03988 0.03073 -0.1072 0.5204 1.0000
8.500 1.3173 0.03968 0.03078 -0.1055 0.5064 1.0000
8.750 1.3461 0.03773 0.02890 -0.1029 0.4801 1.0000
9.000 1.3491 0.03752 0.02872 -0.0981 0.4538 1.0000
9.500 1.3426 0.03931 0.03069 -0.0894 0.4068 1.0000
9.750 1.3341 0.04111 0.03265 -0.0856 0.3817 1.0000
10.000 1.3290 0.04275 0.03436 -0.0823 0.3498 1.0000
10.250 1.3231 0.04467 0.03624 -0.0792 0.3062 1.0000
10.500 1.3145 0.04708 0.03827 -0.0763 0.2455 1.0000
10.750 1.2989 0.05072 0.04146 -0.0738 0.1926 1.0000
11.000 1.2818 0.05507 0.04547 -0.0721 0.1559 1.0000
11.250 1.2662 0.05963 0.04981 -0.0710 0.1312 1.0000
11.500 1.2531 0.06417 0.05419 -0.0703 0.1139 1.0000
11.750 1.2428 0.06853 0.05847 -0.0698 0.1011 1.0000
12.000 1.2355 0.07264 0.06255 -0.0694 0.0912 1.0000
12.250 1.2292 0.07667 0.06651 -0.0691 0.0838 1.0000
12.500 1.2281 0.08011 0.07005 -0.0687 0.0764 1.0000
12.750 1.2273 0.08345 0.07336 -0.0682 0.0714 1.0000
13.000 1.2315 0.08622 0.07630 -0.0676 0.0658 1.0000
13.250 1.2350 0.08901 0.07906 -0.0671 0.0616 1.0000
13.500 1.2456 0.09097 0.08125 -0.0658 0.0576 1.0000
13.750 1.2599 0.09251 0.08300 -0.0643 0.0544 1.0000
14.000 1.2745 0.09403 0.08459 -0.0630 0.0514 1.0000
14.250 1.2915 0.09563 0.08636 -0.0616 0.0485 1.0000
14.500 1.2981 0.09882 0.08991 -0.0613 0.0464 1.0000
14.750 1.3034 0.10228 0.09368 -0.0613 0.0449 1.0000
15.000 1.3054 0.10627 0.09800 -0.0616 0.0440 1.0000
15.250 1.3029 0.11088 0.10289 -0.0626 0.0433 1.0000
15.500 1.2965 0.11610 0.10838 -0.0642 0.0428 1.0000
15.750 1.2867 0.12196 0.11450 -0.0666 0.0425 1.0000
16.000 1.2735 0.12860 0.12139 -0.0698 0.0424 1.0000
16.250 1.2562 0.13636 0.12940 -0.0741 0.0424 1.0000
16.500 1.2325 0.14615 0.13944 -0.0802 0.0429 1.0000
16.750 1.2026 0.15880 0.15226 -0.0887 0.0438 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA6409 9% (n6409-il)