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

NACA 23024 (naca23024-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 23024 (naca23024-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 16.26 at α=3.5°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-naca23024-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-naca23024-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NACA 23024                                      
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.250  -0.2600   0.14632   0.13725  -0.0210   1.0000   0.4182
 -13.000  -0.2291   0.14227   0.13320  -0.0209   1.0000   0.4270
 -12.750  -0.2588   0.14345   0.13443  -0.0190   1.0000   0.4379
 -12.500  -0.2268   0.13808   0.12906  -0.0195   1.0000   0.4439
 -12.250  -0.2202   0.13646   0.12747  -0.0185   1.0000   0.4559
 -12.000  -0.2355   0.13514   0.12620  -0.0171   1.0000   0.4626
 -11.750  -0.2059   0.13167   0.12274  -0.0170   1.0000   0.4726
 -11.500  -0.2484   0.13355   0.12468  -0.0136   1.0000   0.4831
 -11.250  -0.2024   0.12774   0.11887  -0.0148   1.0000   0.4905
 -11.000  -0.2128   0.12749   0.11867  -0.0125   1.0000   0.5040
 -10.750  -0.2100   0.12475   0.11598  -0.0115   1.0000   0.5094
 -10.500  -0.1904   0.12251   0.11376  -0.0108   1.0000   0.5209
 -10.250  -0.2340   0.12385   0.11519  -0.0063   1.0000   0.5297
 -10.000  -0.1880   0.11912   0.11047  -0.0076   1.0000   0.5389
  -9.750  -0.2178   0.12022   0.11162  -0.0033   1.0000   0.5519
  -9.500  -0.1996   0.11674   0.10820  -0.0030   1.0000   0.5573
  -9.250  -0.1901   0.11554   0.10704  -0.0014   1.0000   0.5698
  -9.000  -0.2430   0.11744   0.10903   0.0048   1.0000   0.5766
  -8.750  -0.3162   0.10793   0.09948   0.0040   1.0000   0.5066
  -8.500  -0.3092   0.10554   0.09710   0.0048   1.0000   0.5035
  -8.250  -0.3153   0.10319   0.09479   0.0063   1.0000   0.5000
  -8.000  -0.3339   0.10081   0.09244   0.0084   1.0000   0.4981
  -7.750  -0.3568   0.09844   0.09010   0.0108   1.0000   0.4982
  -7.500  -0.3835   0.09588   0.08757   0.0134   1.0000   0.4995
  -7.250  -0.4203   0.09269   0.08441   0.0165   1.0000   0.5020
  -7.000  -0.4826   0.08763   0.07936   0.0206   1.0000   0.5048
  -6.750  -0.4477   0.08914   0.08092   0.0215   1.0000   0.5122
  -6.500  -0.4533   0.08809   0.07990   0.0237   1.0000   0.5187
  -6.250  -0.5018   0.08135   0.07308   0.0235   0.9917   0.5274
  -6.000  -0.3843   0.08437   0.07604   0.0134   0.9769   0.5402
  -5.750  -0.4125   0.07969   0.07130   0.0136   0.9658   0.5497
  -5.500  -0.3414   0.08023   0.07179   0.0074   0.9516   0.5604
  -5.250  -0.3324   0.07818   0.06970   0.0062   0.9390   0.5703
  -5.000  -0.3383   0.07515   0.06662   0.0062   0.9276   0.5801
  -4.750  -0.2603   0.07588   0.06730  -0.0008   0.9140   0.5916
  -4.500  -0.3761   0.06954   0.06093   0.0114   0.9033   0.6017
  -4.250  -0.2092   0.07358   0.06493  -0.0043   0.8884   0.6123
  -4.000  -0.3503   0.06733   0.05864   0.0120   0.8777   0.6236
  -3.750  -0.1918   0.07094   0.06225  -0.0032   0.8625   0.6323
  -3.500  -0.1923   0.06961   0.06089  -0.0013   0.8494   0.6436
  -3.250  -0.1787   0.06860   0.05985  -0.0008   0.8376   0.6541
  -3.000  -0.1225   0.06870   0.05993  -0.0050   0.8241   0.6650
  -2.750  -0.1669   0.06674   0.05795   0.0025   0.8134   0.6769
  -2.500  -0.0610   0.06759   0.05878  -0.0075   0.7992   0.6876
  -2.250  -0.1483   0.06557   0.05674   0.0058   0.7896   0.7003
  -2.000  -0.0018   0.06657   0.05772  -0.0094   0.7748   0.7108
  -1.750  -0.1179   0.06507   0.05621   0.0080   0.7648   0.7239
  -1.500   0.0597   0.06561   0.05674  -0.0113   0.7505   0.7346
  -1.250  -0.0718   0.06518   0.05630   0.0084   0.7402   0.7476
  -1.000   0.1274   0.06469   0.05579  -0.0137   0.7262   0.7590
  -0.750  -0.0148   0.06561   0.05672   0.0074   0.7150   0.7714
  -0.500   0.2027   0.06363   0.05471  -0.0169   0.7020   0.7843
  -0.250   0.0507   0.06612   0.05723   0.0052   0.6895   0.7954
   0.000   0.2870   0.06230   0.05335  -0.0214   0.6778   0.8104
   0.250   0.1237   0.06657   0.05769   0.0019   0.6637   0.8199
   0.500   0.3914   0.06039   0.05140  -0.0287   0.6536   0.8378
   0.750   0.2001   0.06681   0.05793  -0.0020   0.6381   0.8448
   1.000   0.4766   0.05900   0.04998  -0.0336   0.6293   0.8646
   1.250   0.2799   0.06688   0.05801  -0.0066   0.6132   0.8702
   1.500   0.5751   0.05727   0.04819  -0.0404   0.6045   0.8918
   1.750   0.3796   0.06607   0.05721  -0.0136   0.5888   0.8962
   2.000   0.7286   0.05379   0.04456  -0.0557   0.5779   0.9203
   2.250   0.4387   0.06696   0.05813  -0.0168   0.5647   0.9223
   2.500   0.7844   0.05376   0.04450  -0.0574   0.5537   0.9467
   2.750   0.4327   0.07135   0.06259  -0.0144   0.5407   0.9478
   3.000   0.8334   0.05450   0.04533  -0.0593   0.5288   0.9725
   3.250   0.4795   0.07465   0.06597  -0.0198   0.5168   0.9722
   3.500   0.8965   0.05512   0.04607  -0.0646   0.5039   1.0000
   3.750   0.5128   0.07976   0.07118  -0.0263   0.4947   0.9961
   4.000   0.5954   0.07485   0.06620  -0.0298   0.4878   1.0000
   4.250   0.7948   0.06281   0.05391  -0.0437   0.4827   1.0000
   4.500   0.4432   0.08901   0.08039  -0.0195   0.4762   1.0000
   4.750   0.4093   0.09238   0.08374  -0.0165   0.4730   1.0000
   5.000   0.3887   0.09474   0.08606  -0.0139   0.4698   1.0000
   5.250   0.3659   0.09736   0.08864  -0.0115   0.4688   1.0000
   5.500   0.3584   0.09890   0.09014  -0.0093   0.4662   1.0000
   5.750   0.3544   0.10046   0.09164  -0.0073   0.4642   1.0000
   6.000   0.3527   0.10223   0.09337  -0.0055   0.4628   1.0000
   6.250   0.1837   0.11535   0.10664  -0.0037   0.5715   1.0000
   6.500   0.1793   0.11587   0.10709  -0.0011   0.5620   1.0000
   6.750   0.2024   0.11842   0.10958  -0.0009   0.5557   1.0000
   7.000   0.1916   0.11985   0.11093   0.0017   0.5518   1.0000
   7.250   0.1720   0.11941   0.11042   0.0053   0.5404   1.0000
   7.500   0.1926   0.12178   0.11273   0.0059   0.5332   1.0000
   7.750   0.2052   0.12513   0.11602   0.0064   0.5296   1.0000
   8.000   0.1745   0.12380   0.11463   0.0105   0.5184   1.0000
   8.250   0.1937   0.12617   0.11695   0.0110   0.5107   1.0000
   8.500   0.2207   0.13087   0.12159   0.0105   0.5069   1.0000
   8.750   0.1836   0.12888   0.11954   0.0144   0.4963   1.0000
   9.000   0.2004   0.13118   0.12181   0.0150   0.4885   1.0000
   9.250   0.2406   0.13724   0.12782   0.0137   0.4843   1.0000
   9.500   0.1970   0.13443   0.12496   0.0175   0.4743   1.0000
   9.750   0.2119   0.13670   0.12719   0.0180   0.4666   1.0000
  10.000   0.2515   0.14261   0.13309   0.0168   0.4622   1.0000
  10.250   0.2133   0.14045   0.13087   0.0197   0.4537   1.0000
  10.500   0.2246   0.14248   0.13286   0.0202   0.4455   1.0000
<< Back to NACA 23024 (naca23024-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 23024 (naca23024-il)