XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA 23024 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 -0.0079 0.01282 0.00628 0.0275 0.5151 0.6144 0.500 0.0480 0.01245 0.00611 0.0276 0.5100 0.6592 1.000 0.1021 0.01243 0.00630 0.0282 0.4986 0.6913 1.500 0.1550 0.01256 0.00638 0.0290 0.4804 0.7099 2.000 0.2062 0.01278 0.00637 0.0300 0.4541 0.7220 2.500 0.2643 0.01328 0.00699 0.0294 0.4149 0.7684 3.000 0.3205 0.01343 0.00730 0.0296 0.4106 0.7987 3.500 0.3712 0.01355 0.00747 0.0307 0.4046 0.8156 4.000 0.4262 0.01363 0.00761 0.0307 0.3918 0.8427 4.500 0.4842 0.01405 0.00795 0.0302 0.3701 0.8757 5.000 0.5293 0.01473 0.00841 0.0321 0.3384 0.9030 5.500 0.5706 0.01560 0.00926 0.0345 0.3096 0.9208 6.000 0.6379 0.01613 0.00982 0.0320 0.3020 0.9387 6.500 0.7046 0.01699 0.01057 0.0293 0.2893 0.9534 7.000 0.7477 0.01799 0.01132 0.0307 0.2761 0.9718 8.000 0.8958 0.02008 0.01339 0.0206 0.2549 0.9876 8.500 0.9635 0.02093 0.01425 0.0164 0.2472 0.9984 9.000 1.0250 0.02201 0.01522 0.0130 0.2356 1.0123 9.500 1.0713 0.02373 0.01675 0.0116 0.2189 1.0224 10.000 1.1071 0.02521 0.01830 0.0127 0.2072 1.0255 10.500 1.0946 0.02565 0.01879 0.0224 0.2053 1.0255 11.000 1.0966 0.02645 0.01965 0.0295 0.2021 1.0255 11.500 1.1016 0.02778 0.02108 0.0352 0.1980 1.0255 12.000 1.1083 0.02961 0.02300 0.0400 0.1937 1.0255 12.500 1.1239 0.03152 0.02525 0.0433 0.1894 1.0255 13.000 1.1400 0.03374 0.02756 0.0457 0.1849 1.0255 13.500 1.1433 0.03725 0.03117 0.0478 0.1803 1.0255 14.000 1.1542 0.04057 0.03455 0.0490 0.1748 1.0255 14.500 1.1591 0.04477 0.03885 0.0498 0.1674 1.0255 15.000 1.1075 0.05488 0.04940 0.0507 0.1566 1.0255 16.500 0.7839 0.12142 0.11708 0.0288 0.1422 1.0255 17.000 0.7455 0.13586 0.13158 0.0222 0.1260 1.0255 17.500 0.7482 0.14238 0.13811 0.0184 0.1155 1.0255 18.000 0.7781 0.14413 0.13987 0.0166 0.1112 1.0255 18.500 0.7526 0.15629 0.15206 0.0109 0.1040 1.0255 19.000 0.7170 0.17350 0.16934 0.0042 0.1011 1.0255 19.500 0.6790 0.19379 0.18970 -0.0034 0.0966 1.0255 20.000 0.7142 0.19417 0.19008 -0.0058 0.0941 1.0255 20.500 0.7442 0.19643 0.19235 -0.0087 0.0895 1.0255 21.000 0.7702 0.19966 0.19560 -0.0119 0.0826 1.0255 21.500 0.7994 0.20170 0.19763 -0.0146 0.0778 1.0255 22.000 0.8310 0.20295 0.19892 -0.0169 0.0751 1.0255 22.500 0.8230 0.21471 0.21067 -0.0229 0.0666 1.0255 24.000 0.7859 0.26316 0.25928 -0.0409 0.0495 1.0255 24.500 0.8102 0.26581 0.26192 -0.0439 0.0468 1.0255 25.000 0.8363 0.26758 0.26369 -0.0466 0.0448 1.0255