NACA 2424 (naca2424-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 2424 (naca2424-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 1.76 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca2424-il-50000.txt Download as CSV file: xf-naca2424-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 2424
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.250 -0.2536 0.13520 0.12732 -0.0033 1.0000 0.4563
-9.000 -0.3179 0.13792 0.13013 0.0017 1.0000 0.4647
-8.000 -0.4121 0.11815 0.11040 0.0014 1.0000 0.3967
-7.750 -0.4006 0.11663 0.10892 0.0027 1.0000 0.3990
-7.500 -0.3803 0.12088 0.11327 0.0076 1.0000 0.4396
-7.250 -0.4446 0.10823 0.10052 0.0039 1.0000 0.3844
-7.000 -0.6371 0.08663 0.07883 0.0041 1.0000 0.3708
-6.750 -0.8439 0.07037 0.06233 0.0191 1.0000 0.3666
-6.500 -0.9270 0.06365 0.05530 0.0295 1.0000 0.3688
-6.250 -0.9857 0.05860 0.04980 0.0387 1.0000 0.3728
-6.000 -0.9574 0.05917 0.05062 0.0387 1.0000 0.3794
-5.750 -0.9549 0.05829 0.04972 0.0415 1.0000 0.3862
-5.500 -0.9818 0.05536 0.04646 0.0477 1.0000 0.3928
-5.250 -0.9833 0.05396 0.04500 0.0511 1.0000 0.3993
-5.000 -0.9688 0.05389 0.04503 0.0526 1.0000 0.4067
-4.750 -0.9788 0.05216 0.04306 0.0571 1.0000 0.4148
-4.500 -0.9765 0.05111 0.04196 0.0601 1.0000 0.4223
-4.250 -0.9641 0.05092 0.04184 0.0618 1.0000 0.4306
-4.000 -0.9722 0.04943 0.04006 0.0663 1.0000 0.4400
-3.750 -0.9580 0.04921 0.03997 0.0677 1.0000 0.4479
-3.500 -0.9503 0.04879 0.03952 0.0700 0.9997 0.4578
-3.250 -0.9397 0.04844 0.03907 0.0716 0.9967 0.4684
-3.000 -0.9135 0.04935 0.04003 0.0708 0.9909 0.4808
-2.750 -0.9049 0.04887 0.03946 0.0728 0.9871 0.4918
-2.500 -0.8731 0.05037 0.04099 0.0710 0.9780 0.5062
-2.250 -0.7203 0.05336 0.04397 0.0515 0.8666 0.5400
-2.000 -0.7070 0.05350 0.04417 0.0532 0.8601 0.5524
-1.750 -0.6715 0.05416 0.04485 0.0518 0.8477 0.5693
-1.500 -0.6763 0.05389 0.04451 0.0561 0.8456 0.5823
-1.250 -0.6662 0.05406 0.04479 0.0581 0.8416 0.5947
-1.000 -0.6269 0.05489 0.04562 0.0562 0.8282 0.6154
-0.750 -0.6268 0.05507 0.04585 0.0595 0.8292 0.6296
-0.500 -0.6176 0.05553 0.04639 0.0614 0.8292 0.6452
-0.250 -0.6050 0.05617 0.04703 0.0630 0.8263 0.6644
1.250 -0.3957 0.06269 0.05408 0.0521 0.7602 0.8133
1.500 -0.3591 0.06514 0.05666 0.0475 0.7618 0.8334
1.750 -0.2887 0.06802 0.05959 0.0387 0.7429 0.8512
2.000 -0.2489 0.07118 0.06279 0.0330 0.7452 0.8682
2.250 -0.1363 0.07368 0.06519 0.0212 0.7001 0.8879
2.500 -0.0602 0.07667 0.06815 0.0119 0.6830 0.9026
2.750 0.0276 0.07895 0.07037 0.0017 0.6649 0.9203
3.000 0.0542 0.08159 0.07304 -0.0027 0.6584 0.9369
3.250 0.0205 0.08694 0.07857 -0.0039 0.7015 0.9511
3.500 0.0079 0.09212 0.08388 -0.0078 0.7555 0.9665
3.750 0.1046 0.09712 0.08886 -0.0223 0.7375 0.9846
4.000 0.1223 0.09838 0.09017 -0.0269 0.7276 0.9990
4.250 0.1331 0.09874 0.09043 -0.0272 0.7184 1.0000
4.500 0.1362 0.09996 0.09153 -0.0262 0.7144 1.0000
4.750 0.0962 0.09803 0.08952 -0.0197 0.7066 1.0000
5.000 0.0976 0.09819 0.08956 -0.0176 0.6968 1.0000
5.250 0.1154 0.10062 0.09187 -0.0176 0.6916 1.0000
5.500 0.0790 0.09880 0.08996 -0.0111 0.6816 1.0000
5.750 0.0968 0.10040 0.09146 -0.0107 0.6720 1.0000
6.000 0.0993 0.10222 0.09318 -0.0091 0.6669 1.0000
6.250 0.0907 0.10200 0.09288 -0.0059 0.6534 1.0000
6.500 0.1312 0.10619 0.09699 -0.0081 0.6462 1.0000
6.750 0.0987 0.10489 0.09562 -0.0029 0.6364 1.0000
7.000 0.1226 0.10716 0.09781 -0.0032 0.6261 1.0000
7.250 0.1296 0.10960 0.10019 -0.0024 0.6210 1.0000
7.500 0.1241 0.10977 0.10031 0.0000 0.6078 1.0000
7.750 0.1674 0.11453 0.10502 -0.0023 0.6007 1.0000
8.000 0.1362 0.11335 0.10379 0.0020 0.5907 1.0000
8.250 0.1590 0.11582 0.10622 0.0017 0.5812 1.0000
8.500 0.1721 0.11896 0.10931 0.0018 0.5762 1.0000
8.750 0.1636 0.11897 0.10929 0.0040 0.5631 1.0000
9.000 0.2008 0.12335 0.11363 0.0025 0.5563 1.0000
9.250 0.1778 0.12313 0.11338 0.0052 0.5478 1.0000
9.500 0.1951 0.12531 0.11553 0.0053 0.5377 1.0000
9.750 0.2297 0.13057 0.12076 0.0038 0.5328 1.0000
10.000 0.2017 0.12906 0.11923 0.0068 0.5215 1.0000
10.250 0.2292 0.13239 0.12254 0.0061 0.5134 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 2424 (naca2424-il)