NACA 4424 (naca4424-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 4424 (naca4424-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 1.96 at α=9.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca4424-il-50000.txt Download as CSV file: xf-naca4424-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 4424
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.2667 0.13833 0.13121 -0.0134 0.9676 0.4413
-7.750 -0.2210 0.13487 0.12770 -0.0173 0.9571 0.4525
-7.500 -0.2590 0.13509 0.12796 -0.0164 0.9516 0.4643
-7.250 -0.1934 0.13018 0.12298 -0.0211 0.9400 0.4739
-7.000 -0.5795 0.09954 0.09224 -0.0191 0.9611 0.3178
-6.750 -0.6346 0.09425 0.08693 -0.0142 0.9613 0.3165
-6.500 -0.6952 0.09625 0.08925 0.0039 1.0000 0.3140
-6.250 -0.7790 0.08646 0.07929 0.0089 1.0000 0.3110
-6.000 -0.8421 0.07810 0.07062 0.0140 1.0000 0.3112
-5.750 -0.8813 0.07203 0.06419 0.0186 1.0000 0.3137
-5.500 -0.9115 0.06695 0.05861 0.0233 1.0000 0.3174
-5.250 -0.9085 0.06529 0.05692 0.0256 1.0000 0.3218
-5.000 -0.8907 0.06538 0.05714 0.0265 0.9989 0.3274
-4.750 -0.8820 0.06404 0.05557 0.0273 0.9940 0.3344
-4.500 -0.8890 0.06148 0.05243 0.0303 0.9907 0.3410
-4.250 -0.8653 0.06156 0.05273 0.0300 0.9849 0.3475
-4.000 -0.8418 0.06220 0.05329 0.0294 0.9788 0.3557
-3.750 -0.8442 0.06019 0.05090 0.0326 0.9744 0.3630
-3.500 -0.8203 0.06047 0.05123 0.0321 0.9667 0.3711
-3.250 -0.8075 0.06022 0.05096 0.0335 0.9625 0.3788
-3.000 -0.7994 0.05942 0.04976 0.0354 0.9546 0.3884
-2.750 -0.7769 0.05999 0.05048 0.0353 0.9495 0.3967
-2.500 -0.7639 0.05954 0.04998 0.0367 0.9409 0.4059
-2.250 -0.7418 0.06048 0.05073 0.0365 0.9350 0.4171
-2.000 -0.7353 0.05955 0.04987 0.0391 0.9298 0.4250
-1.750 -0.7177 0.05987 0.04994 0.0398 0.9207 0.4375
-1.500 -0.6979 0.06058 0.05079 0.0401 0.9163 0.4474
-1.250 -0.6890 0.05995 0.05008 0.0422 0.9074 0.4583
-1.000 -0.6616 0.06130 0.05146 0.0414 0.9003 0.4717
-0.750 -0.6533 0.06124 0.05133 0.0436 0.8959 0.4839
-0.500 -0.6384 0.06104 0.05120 0.0447 0.8860 0.4960
-0.250 -0.6095 0.06301 0.05304 0.0437 0.8792 0.5142
0.000 -0.6004 0.06269 0.05290 0.0455 0.8749 0.5260
0.250 -0.5867 0.06259 0.05275 0.0468 0.8644 0.5423
0.500 -0.5541 0.06492 0.05510 0.0453 0.8578 0.5645
0.750 -0.5470 0.06441 0.05476 0.0473 0.8525 0.5793
1.000 -0.5274 0.06470 0.05513 0.0474 0.8425 0.6011
1.250 -0.4849 0.06755 0.05811 0.0439 0.8360 0.6326
1.500 -0.4782 0.06681 0.05748 0.0455 0.8294 0.6556
1.750 -0.4504 0.06768 0.05855 0.0441 0.8200 0.6912
2.000 -0.3979 0.07117 0.06241 0.0389 0.8141 0.7485
2.250 -0.3746 0.07067 0.06233 0.0367 0.8059 0.8018
2.500 -0.2106 0.07932 0.07150 0.0077 0.7943 0.8968
2.750 -0.1449 0.08333 0.07551 -0.0030 0.7841 0.9349
3.000 -0.0328 0.09061 0.08266 -0.0217 0.7735 0.9834
3.250 -0.0151 0.09179 0.08360 -0.0261 0.7693 1.0000
3.500 -0.0340 0.09000 0.08158 -0.0213 0.7577 1.0000
3.750 -0.0075 0.09247 0.08379 -0.0226 0.7508 1.0000
4.000 -0.0207 0.09201 0.08320 -0.0188 0.7432 1.0000
4.250 -0.0044 0.09333 0.08437 -0.0185 0.7327 1.0000
4.500 0.0293 0.09734 0.08819 -0.0207 0.7277 1.0000
4.750 0.0098 0.09570 0.08649 -0.0161 0.7161 1.0000
5.000 0.0371 0.09829 0.08895 -0.0172 0.7085 1.0000
5.250 0.0394 0.09961 0.09018 -0.0156 0.7023 1.0000
5.500 0.0482 0.10045 0.09093 -0.0145 0.6904 1.0000
5.750 0.0849 0.10452 0.09489 -0.0167 0.6846 1.0000
6.000 0.0671 0.10367 0.09400 -0.0130 0.6745 1.0000
6.250 0.0908 0.10598 0.09622 -0.0136 0.6654 1.0000
6.500 0.1158 0.10975 0.09990 -0.0147 0.6609 1.0000
6.750 0.1036 0.10883 0.09896 -0.0116 0.6483 1.0000
7.000 0.1359 0.11232 0.10236 -0.0131 0.6414 1.0000
7.250 0.1274 0.11287 0.10289 -0.0109 0.6336 1.0000
7.500 0.1424 0.11458 0.10454 -0.0108 0.6235 1.0000
7.750 0.1833 0.11972 0.10962 -0.0132 0.6181 1.0000
8.000 0.1590 0.11818 0.10806 -0.0096 0.6071 1.0000
8.250 0.1835 0.12093 0.11076 -0.0104 0.5993 1.0000
8.500 0.2018 0.12448 0.11426 -0.0109 0.5947 1.0000
8.750 0.1940 0.12411 0.11388 -0.0090 0.5823 1.0000
9.000 0.2255 0.12793 0.11766 -0.0103 0.5760 1.0000
9.250 0.2177 0.12885 0.11857 -0.0089 0.5697 1.0000
9.500 0.2289 0.13038 0.12008 -0.0086 0.5587 1.0000
9.750 0.2660 0.13538 0.12504 -0.0104 0.5534 1.0000
10.000 0.2453 0.13464 0.12429 -0.0082 0.5452 1.0000
10.250 0.2627 0.13689 0.12652 -0.0085 0.5360 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 4424 (naca4424-il)