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

NACA 0024 (naca0024-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 0024 (naca0024-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 15.37 at α=5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-naca0024-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-naca0024-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NACA 0024                                       
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.250  -0.2505   0.13906   0.12963  -0.0167   1.0000   0.4468
 -11.000  -0.2160   0.13441   0.12500  -0.0177   1.0000   0.4538
 -10.750  -0.2322   0.13490   0.12552  -0.0161   1.0000   0.4659
 -10.500  -0.2166   0.13089   0.12155  -0.0165   1.0000   0.4702
 -10.250  -0.1937   0.12793   0.11861  -0.0167   1.0000   0.4793
 -10.000  -0.2351   0.12995   0.12069  -0.0134   1.0000   0.4892
  -9.750  -0.1878   0.12389   0.11465  -0.0153   1.0000   0.4952
  -9.500  -0.1857   0.12279   0.11359  -0.0140   1.0000   0.5075
  -9.250  -0.1956   0.12122   0.11207  -0.0124   1.0000   0.5134
  -9.000  -0.1678   0.11806   0.10896  -0.0127   1.0000   0.5220
  -8.750  -0.2040   0.11946   0.11040  -0.0086   1.0000   0.5332
  -8.500  -0.1697   0.11489   0.10589  -0.0096   1.0000   0.5390
  -8.250  -0.1634   0.11359   0.10466  -0.0081   1.0000   0.5504
  -8.000  -0.2956   0.10516   0.09616  -0.0060   1.0000   0.4668
  -7.750  -0.2928   0.10256   0.09361  -0.0047   1.0000   0.4653
  -7.500  -0.3012   0.10003   0.09112  -0.0028   1.0000   0.4636
  -7.250  -0.3221   0.09742   0.08857  -0.0001   1.0000   0.4630
  -7.000  -0.3523   0.09457   0.08577   0.0030   1.0000   0.4635
  -6.750  -0.3942   0.09108   0.08232   0.0068   1.0000   0.4646
  -6.500  -0.2299   0.10382   0.09533   0.0092   1.0000   0.5643
  -6.250  -0.3988   0.08932   0.08069   0.0121   1.0000   0.4760
  -6.000  -0.4295   0.08673   0.07814   0.0157   1.0000   0.4805
  -5.750  -0.5015   0.08115   0.07259   0.0211   1.0000   0.4852
  -5.500  -0.6044   0.07298   0.06443   0.0289   1.0000   0.4918
  -5.250  -0.5297   0.07795   0.06947   0.0276   1.0000   0.4985
  -5.000  -0.8440   0.05490   0.04601   0.0535   1.0000   0.5114
  -4.750  -0.7819   0.05871   0.05005   0.0512   1.0000   0.5173
  -4.500  -0.7983   0.05446   0.04556   0.0524   0.9908   0.5328
  -4.250  -0.6546   0.06099   0.05230   0.0387   0.9756   0.5424
  -4.000  -0.7020   0.05539   0.04649   0.0439   0.9639   0.5578
  -3.750  -0.5760   0.06087   0.05213   0.0326   0.9484   0.5667
  -3.500  -0.6044   0.05682   0.04794   0.0363   0.9371   0.5818
  -3.250  -0.4802   0.06118   0.05238   0.0244   0.9226   0.5925
  -3.000  -0.5250   0.05753   0.04865   0.0315   0.9096   0.6056
  -2.750  -0.4347   0.06027   0.05144   0.0236   0.8954   0.6163
  -2.500  -0.4213   0.05893   0.05005   0.0239   0.8830   0.6299
  -2.250  -0.3831   0.05974   0.05088   0.0224   0.8687   0.6407
  -2.000  -0.2903   0.06063   0.05173   0.0129   0.8574   0.6544
  -1.750  -0.3256   0.05944   0.05054   0.0208   0.8428   0.6660
  -1.500  -0.2604   0.06023   0.05133   0.0154   0.8302   0.6779
  -1.250  -0.2998   0.05823   0.04928   0.0233   0.8182   0.6934
  -1.000  -0.2009   0.06053   0.05163   0.0141   0.8037   0.7018
  -0.750  -0.2383   0.05847   0.04950   0.0218   0.7934   0.7191
  -0.500  -0.1215   0.06111   0.05221   0.0101   0.7773   0.7260
  -0.250  -0.1139   0.05979   0.05084   0.0122   0.7680   0.7431
   0.000  -0.0001   0.06160   0.05271   0.0000   0.7509   0.7509
   0.250   0.1140   0.05979   0.05084  -0.0122   0.7431   0.7680
   0.500   0.1214   0.06111   0.05221  -0.0101   0.7260   0.7773
   0.750   0.2383   0.05846   0.04950  -0.0218   0.7191   0.7935
   1.000   0.2009   0.06052   0.05162  -0.0141   0.7018   0.8037
   1.250   0.3015   0.05817   0.04921  -0.0235   0.6935   0.8183
   1.500   0.2603   0.06022   0.05132  -0.0154   0.6779   0.8302
   1.750   0.3262   0.05941   0.05051  -0.0208   0.6660   0.8428
   2.000   0.2893   0.06063   0.05174  -0.0128   0.6544   0.8574
   2.250   0.3836   0.05971   0.05084  -0.0225   0.6407   0.8688
   2.500   0.4215   0.05892   0.05003  -0.0239   0.6299   0.8830
   2.750   0.4351   0.06024   0.05140  -0.0237   0.6163   0.8955
   3.000   0.5250   0.05752   0.04864  -0.0315   0.6056   0.9097
   3.250   0.4813   0.06112   0.05232  -0.0245   0.5925   0.9227
   3.500   0.6041   0.05681   0.04793  -0.0363   0.5819   0.9371
   3.750   0.5768   0.06081   0.05207  -0.0327   0.5668   0.9485
   4.000   0.7022   0.05536   0.04646  -0.0439   0.5578   0.9640
   4.250   0.6549   0.06094   0.05225  -0.0387   0.5425   0.9757
   4.500   0.7988   0.05441   0.04551  -0.0524   0.5328   0.9909
   4.750   0.7817   0.05869   0.05003  -0.0512   0.5173   1.0000
   5.000   0.8435   0.05489   0.04601  -0.0535   0.5114   1.0000
   5.250   0.5303   0.07785   0.06937  -0.0276   0.4985   1.0000
   5.500   0.6049   0.07290   0.06435  -0.0289   0.4918   1.0000
   5.750   0.5027   0.08100   0.07243  -0.0211   0.4852   1.0000
   6.000   0.4300   0.08662   0.07803  -0.0157   0.4806   1.0000
   6.250   0.3990   0.08922   0.08059  -0.0121   0.4760   1.0000
   6.500   0.4718   0.08510   0.07638  -0.0119   0.4667   1.0000
   6.750   0.3946   0.09096   0.08219  -0.0067   0.4646   1.0000
   7.000   0.3526   0.09445   0.08564  -0.0030   0.4635   1.0000
   7.250   0.3222   0.09730   0.08844   0.0002   0.4630   1.0000
   7.500   0.3012   0.09991   0.09100   0.0029   0.4636   1.0000
   7.750   0.2925   0.10245   0.09349   0.0048   0.4653   1.0000
   8.000   0.2954   0.10505   0.09604   0.0061   0.4668   1.0000
   8.250   0.1640   0.11353   0.10458   0.0081   0.5507   1.0000
   8.500   0.1696   0.11477   0.10577   0.0096   0.5392   1.0000
   8.750   0.2049   0.11941   0.11035   0.0085   0.5332   1.0000
   9.000   0.1681   0.11798   0.10887   0.0127   0.5221   1.0000
   9.250   0.1957   0.12111   0.11195   0.0124   0.5134   1.0000
   9.500   0.1866   0.12275   0.11354   0.0140   0.5076   1.0000
   9.750   0.1882   0.12382   0.11458   0.0152   0.4953   1.0000
  10.000   0.2354   0.12985   0.12058   0.0134   0.4892   1.0000
  10.250   0.1945   0.12789   0.11856   0.0166   0.4794   1.0000
  10.500   0.2173   0.13085   0.12149   0.0164   0.4703   1.0000
  10.750   0.2336   0.13492   0.12553   0.0160   0.4659   1.0000
  11.000   0.2170   0.13440   0.12498   0.0175   0.4538   1.0000
  11.250   0.2515   0.13905   0.12962   0.0166   0.4468   1.0000
<< Back to NACA 0024 (naca0024-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 0024 (naca0024-il)