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 = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.3289 0.01186 0.00510 -0.0631 0.5410 0.4102 0.500 0.3853 0.01193 0.00540 -0.0635 0.5277 0.4669 1.000 0.4404 0.01228 0.00604 -0.0638 0.5152 0.5063 1.500 0.4952 0.01196 0.00601 -0.0636 0.5142 0.5828 2.000 0.5512 0.01177 0.00591 -0.0636 0.5121 0.6275 2.500 0.6039 0.01156 0.00604 -0.0629 0.5084 0.6906 3.000 0.6572 0.01158 0.00610 -0.0625 0.5006 0.7256 3.500 0.7067 0.01158 0.00627 -0.0612 0.4865 0.7923 4.000 0.7522 0.01182 0.00646 -0.0593 0.4653 0.8576 4.500 0.7896 0.01241 0.00700 -0.0559 0.4383 0.9233 5.000 0.8617 0.01335 0.00802 -0.0596 0.4206 0.9747 5.500 0.9466 0.01455 0.00935 -0.0666 0.4104 1.0028 6.000 1.0242 0.01500 0.00979 -0.0718 0.4097 1.0192 6.500 1.0819 0.01527 0.01003 -0.0730 0.4087 1.0246 7.000 1.0813 0.01543 0.01017 -0.0630 0.4072 1.0246 7.500 1.1010 0.01587 0.01062 -0.0571 0.4047 1.0246 8.000 1.1203 0.01678 0.01157 -0.0519 0.4008 1.0246 8.500 1.1604 0.01736 0.01215 -0.0501 0.3938 1.0246 9.000 1.2032 0.01795 0.01269 -0.0489 0.3825 1.0246 9.500 1.2445 0.01863 0.01324 -0.0476 0.3663 1.0246 10.000 1.2738 0.01975 0.01416 -0.0447 0.3442 1.0246 10.500 1.3004 0.02144 0.01575 -0.0419 0.3091 1.0246 11.000 1.3142 0.02384 0.01827 -0.0383 0.3004 1.0246 11.500 1.3427 0.02560 0.02026 -0.0366 0.2956 1.0246 12.000 1.3772 0.02713 0.02174 -0.0355 0.2863 1.0246 12.500 1.3996 0.02952 0.02394 -0.0335 0.2726 1.0246 13.000 1.3707 0.03655 0.03089 -0.0289 0.2530 1.0246 13.500 1.3979 0.03892 0.03332 -0.0279 0.2458 1.0246 14.000 1.4282 0.04106 0.03552 -0.0273 0.2401 1.0246 14.500 1.4565 0.04335 0.03775 -0.0267 0.2301 1.0246 15.000 1.4719 0.04675 0.04100 -0.0255 0.2169 1.0246 15.500 1.4160 0.05766 0.05205 -0.0231 0.2004 1.0246 16.000 1.4409 0.06051 0.05499 -0.0230 0.1930 1.0246 16.500 1.4668 0.06356 0.05820 -0.0233 0.1886 1.0246 17.000 1.4804 0.06793 0.06257 -0.0235 0.1777 1.0246 18.000 1.3826 0.09221 0.08699 -0.0253 0.1495 1.0246 19.000 1.4326 0.09770 0.09264 -0.0264 0.1397 1.0246 19.500 1.4569 0.10065 0.09568 -0.0275 0.1376 1.0246 20.000 1.4691 0.10503 0.10019 -0.0288 0.1339 1.0246 21.500 1.3795 0.13418 0.12970 -0.0400 0.1143 1.0246 22.000 1.3955 0.13786 0.13329 -0.0420 0.1036 1.0246 22.500 1.3992 0.14277 0.13839 -0.0440 0.0892 1.0246 23.000 1.4190 0.14635 0.14203 -0.0463 0.0884 1.0246 24.000 1.4013 0.16368 0.15967 -0.0552 0.0848 1.0246 24.500 1.4106 0.16924 0.16528 -0.0584 0.0821 1.0246 25.500 1.3444 0.19785 0.19419 -0.0721 0.0746 1.0246 26.000 1.3650 0.20143 0.19760 -0.0747 0.0695 1.0246 26.500 1.3714 0.20785 0.20408 -0.0782 0.0636 1.0246 27.000 1.3787 0.21452 0.21080 -0.0821 0.0622 1.0246 27.500 1.3120 0.23919 0.23569 -0.0920 0.0563 1.0246 28.000 1.3144 0.24736 0.24385 -0.0960 0.0520 1.0246