XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA 2424 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 0.0869 0.01279 0.00640 -0.0172 0.5938 0.5417 0.500 0.1392 0.01261 0.00644 -0.0162 0.5796 0.5865 1.000 0.1939 0.01267 0.00638 -0.0158 0.5608 0.6090 1.500 0.2487 0.01285 0.00656 -0.0156 0.5335 0.6502 2.000 0.3021 0.01324 0.00725 -0.0152 0.5130 0.6932 2.500 0.3562 0.01320 0.00719 -0.0147 0.5085 0.7128 3.000 0.4110 0.01307 0.00719 -0.0144 0.4991 0.7587 3.500 0.4634 0.01324 0.00749 -0.0135 0.4865 0.7993 4.000 0.5147 0.01349 0.00768 -0.0125 0.4725 0.8221 4.500 0.5700 0.01380 0.00799 -0.0124 0.4572 0.8750 5.000 0.6188 0.01439 0.00853 -0.0110 0.4365 0.9114 5.500 0.6791 0.01567 0.00991 -0.0124 0.4104 0.9382 6.000 0.7469 0.01596 0.01020 -0.0147 0.4082 0.9618 6.500 0.8157 0.01629 0.01054 -0.0177 0.4041 0.9790 7.000 0.9024 0.01676 0.01101 -0.0246 0.3953 0.9894 7.500 0.9858 0.01734 0.01155 -0.0309 0.3803 1.0033 8.000 1.0560 0.01796 0.01195 -0.0348 0.3582 1.0163 8.500 1.1064 0.01925 0.01301 -0.0357 0.3209 1.0251 9.000 1.0873 0.01994 0.01376 -0.0235 0.3045 1.0251 9.500 1.0751 0.02043 0.01426 -0.0127 0.3014 1.0251 10.000 1.0899 0.02110 0.01510 -0.0068 0.2945 1.0251 10.500 1.1133 0.02192 0.01583 -0.0026 0.2835 1.0251 11.000 1.1277 0.02336 0.01702 0.0020 0.2698 1.0251 11.500 1.1407 0.02563 0.01919 0.0060 0.2520 1.0251 12.000 1.1632 0.02750 0.02118 0.0083 0.2480 1.0251 12.500 1.1908 0.02931 0.02302 0.0098 0.2388 1.0251 13.000 1.2109 0.03170 0.02521 0.0117 0.2242 1.0251 13.500 1.2062 0.03631 0.02968 0.0145 0.2033 1.0251 14.000 1.2299 0.03903 0.03251 0.0152 0.1971 1.0251 14.500 1.2534 0.04183 0.03550 0.0155 0.1902 1.0251 15.000 1.2633 0.04588 0.03960 0.0162 0.1810 1.0251 15.500 1.2449 0.05307 0.04685 0.0164 0.1720 1.0251 16.000 1.2500 0.05774 0.05147 0.0167 0.1602 1.0251 16.500 1.2608 0.06194 0.05578 0.0173 0.1476 1.0251 18.000 1.2487 0.08278 0.07723 0.0124 0.1416 1.0251 18.500 1.2646 0.08715 0.08170 0.0111 0.1369 1.0251 19.000 1.1697 0.10697 0.10199 0.0045 0.1317 1.0251 19.500 1.1828 0.11152 0.10653 0.0025 0.1248 1.0251 20.000 1.1991 0.11550 0.11045 0.0006 0.1174 1.0251 20.500 1.2096 0.11992 0.11481 -0.0015 0.1087 1.0251 21.000 1.1857 0.12810 0.12328 -0.0050 0.0973 1.0251 22.000 0.9770 0.18222 0.17809 -0.0308 0.0872 1.0251 22.500 1.0089 0.18408 0.17995 -0.0329 0.0837 1.0251 23.000 1.0498 0.18392 0.17975 -0.0341 0.0809 1.0251 23.500 1.1030 0.18115 0.17686 -0.0343 0.0782 1.0251 24.000 1.1787 0.17369 0.16919 -0.0321 0.0737 1.0251 24.500 1.1807 0.18139 0.17695 -0.0367 0.0682 1.0251