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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 23024 (naca23024-il)