XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA 4424 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 0.3167 0.01368 0.00691 -0.0618 0.5840 0.4686 0.500 0.3714 0.01366 0.00701 -0.0616 0.5738 0.5050 1.000 0.4239 0.01357 0.00714 -0.0610 0.5621 0.5751 1.500 0.4777 0.01379 0.00741 -0.0607 0.5455 0.6263 2.000 0.5267 0.01480 0.00879 -0.0599 0.5152 0.6917 2.500 0.5817 0.01451 0.00864 -0.0596 0.5129 0.7380 3.000 0.6313 0.01438 0.00871 -0.0581 0.5089 0.7992 3.500 0.6793 0.01446 0.00892 -0.0564 0.5016 0.8677 4.000 0.7302 0.01478 0.00931 -0.0554 0.4912 0.9292 4.500 0.8009 0.01524 0.00973 -0.0585 0.4784 0.9756 5.000 0.8921 0.01584 0.01018 -0.0663 0.4645 1.0023 5.500 0.9722 0.01667 0.01089 -0.0721 0.4514 1.0205 6.000 1.0075 0.01743 0.01158 -0.0696 0.4375 1.0246 6.500 1.0211 0.01859 0.01278 -0.0630 0.4222 1.0246 7.000 1.0181 0.02066 0.01501 -0.0541 0.4101 1.0246 7.500 1.0501 0.02090 0.01520 -0.0506 0.4087 1.0246 8.000 1.0791 0.02135 0.01563 -0.0471 0.4061 1.0246 8.500 1.1164 0.02192 0.01620 -0.0450 0.4022 1.0246 9.000 1.1547 0.02258 0.01687 -0.0433 0.3958 1.0246 9.500 1.1923 0.02334 0.01763 -0.0417 0.3862 1.0246 10.000 1.2298 0.02420 0.01846 -0.0401 0.3733 1.0246 10.500 1.2652 0.02521 0.01933 -0.0384 0.3571 1.0246 11.000 1.2695 0.02804 0.02203 -0.0338 0.3342 1.0246 11.500 1.2899 0.03119 0.02526 -0.0314 0.3018 1.0246 12.000 1.3228 0.03258 0.02689 -0.0303 0.2986 1.0246 12.500 1.3498 0.03456 0.02890 -0.0290 0.2915 1.0246 13.000 1.3458 0.03941 0.03376 -0.0264 0.2809 1.0246 13.500 1.3607 0.04249 0.03659 -0.0247 0.2674 1.0246 14.000 1.3822 0.04495 0.03889 -0.0230 0.2476 1.0246 14.500 1.4019 0.04798 0.04205 -0.0223 0.2441 1.0246 15.500 1.3898 0.06014 0.05442 -0.0206 0.2274 1.0246 16.000 1.4103 0.06320 0.05725 -0.0202 0.2140 1.0246 16.500 1.4232 0.06704 0.06111 -0.0192 0.1937 1.0246 17.000 1.4307 0.07243 0.06670 -0.0199 0.1908 1.0246 17.500 1.3307 0.09155 0.08632 -0.0223 0.1851 1.0246 18.000 1.3475 0.09550 0.09033 -0.0232 0.1778 1.0246 18.500 1.3688 0.09875 0.09349 -0.0241 0.1682 1.0246 19.000 1.3816 0.10282 0.09741 -0.0251 0.1551 1.0246 21.000 1.3013 0.13750 0.13290 -0.0386 0.1317 1.0246 21.500 1.3104 0.14271 0.13819 -0.0413 0.1257 1.0246 22.500 1.2894 0.16094 0.15652 -0.0502 0.1091 1.0246 23.000 1.2938 0.16738 0.16293 -0.0534 0.0999 1.0246 23.500 1.0766 0.22556 0.22161 -0.0745 0.0836 1.0246 24.000 1.0991 0.22935 0.22542 -0.0771 0.0797 1.0246 24.500 1.1266 0.23157 0.22764 -0.0793 0.0762 1.0246 25.000 1.1584 0.23253 0.22859 -0.0811 0.0736 1.0246 25.500 1.1927 0.23282 0.22883 -0.0828 0.0715 1.0246 26.000 1.2274 0.23282 0.22873 -0.0843 0.0674 1.0246 27.000 1.0605 0.30198 0.29824 -0.1028 0.0453 1.0246