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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 0024 (naca0024-il)