CH10 (smoothed) (ch10sm-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: CH10 (smoothed) (ch10sm-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 6.2 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-ch10sm-il-50000.txt Download as CSV file: xf-ch10sm-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: CH10 (smoothed)
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.750 -0.3412 0.18509 0.17972 -0.0178 1.0000 0.0793
-9.500 -0.3438 0.18383 0.17850 -0.0174 1.0000 0.0810
-9.250 -0.3477 0.18299 0.17769 -0.0170 1.0000 0.0826
-9.000 -0.3542 0.18295 0.17771 -0.0169 1.0000 0.0839
-8.750 -0.3637 0.18375 0.17856 -0.0167 1.0000 0.0845
-8.500 -0.3755 0.18492 0.17979 -0.0165 1.0000 0.0849
-8.250 -0.3887 0.18618 0.18110 -0.0162 1.0000 0.0851
-8.000 -0.4030 0.18734 0.18233 -0.0156 1.0000 0.0853
-7.750 -0.3668 0.17369 0.16864 -0.0139 1.0000 0.0879
-7.500 -0.3659 0.17117 0.16614 -0.0129 1.0000 0.0895
-7.250 -0.3673 0.16926 0.16426 -0.0120 1.0000 0.0912
-7.000 -0.3699 0.16759 0.16262 -0.0113 1.0000 0.0929
-6.750 -0.3737 0.16609 0.16116 -0.0105 1.0000 0.0947
-6.500 -0.3787 0.16482 0.15993 -0.0098 1.0000 0.0965
-6.250 -0.3861 0.16396 0.15911 -0.0091 1.0000 0.0981
-6.000 -0.3974 0.16378 0.15898 -0.0083 1.0000 0.0993
-5.750 -0.4129 0.16414 0.15940 -0.0070 1.0000 0.1000
-5.500 -0.4288 0.16466 0.15999 -0.0063 1.0000 0.1005
-5.250 -0.4384 0.16519 0.16056 -0.0087 1.0000 0.1009
-5.000 -0.4373 0.16116 0.15659 -0.0079 1.0000 0.1016
-4.750 -0.4211 0.15427 0.14968 -0.0042 0.9987 0.1042
-4.500 -0.4092 0.15168 0.14707 -0.0058 0.9951 0.1074
-4.250 -0.4035 0.14955 0.14495 -0.0074 0.9908 0.1107
-4.000 -0.3947 0.14853 0.14392 -0.0121 0.9862 0.1149
-3.750 -0.3720 0.14977 0.14515 -0.0290 0.9785 0.1176
-3.500 -0.3737 0.14369 0.13910 -0.0199 0.9762 0.1198
-3.250 -0.3688 0.14043 0.13585 -0.0181 0.9708 0.1235
-3.000 -0.3506 0.13851 0.13390 -0.0229 0.9654 0.1298
-2.750 -0.3197 0.13738 0.13274 -0.0384 0.9590 0.1348
-2.500 -0.3199 0.13316 0.12854 -0.0325 0.9542 0.1372
-2.250 -0.3019 0.13118 0.12652 -0.0342 0.9506 0.1432
-2.000 -0.2614 0.12908 0.12434 -0.0504 0.9428 0.1519
-1.750 -0.2603 0.12556 0.12086 -0.0452 0.9385 0.1550
-1.500 -0.2067 0.12451 0.11967 -0.0621 0.9342 0.1688
-1.250 -0.2140 0.12071 0.11595 -0.0554 0.9279 0.1714
-1.000 -0.1701 0.11899 0.11413 -0.0657 0.9227 0.1871
-0.750 -0.1659 0.11684 0.11200 -0.0627 0.9194 0.1945
-0.500 -0.1030 0.11569 0.11068 -0.0804 0.9114 0.2196
-0.250 -0.0696 0.11399 0.10893 -0.0854 0.9072 0.2367
0.000 -0.0723 0.11134 0.10636 -0.0801 0.9039 0.2415
0.250 -0.0334 0.11019 0.10510 -0.0882 0.8961 0.2689
0.500 -0.0069 0.10861 0.10351 -0.0904 0.8921 0.2905
0.750 0.0199 0.10795 0.10283 -0.0938 0.8888 0.3230
1.000 0.0315 0.10623 0.10114 -0.0929 0.8811 0.3494
2.000 0.3619 0.10554 0.09887 -0.1641 0.8606 0.2518
2.250 0.4439 0.10549 0.09799 -0.1794 0.8580 0.1958
2.500 0.4859 0.10542 0.09716 -0.1851 0.8498 0.1852
2.750 0.5315 0.10718 0.09869 -0.1904 0.8458 0.1923
3.000 0.5568 0.10851 0.09966 -0.1922 0.8413 0.1983
3.250 0.5818 0.10951 0.10043 -0.1937 0.8333 0.2089
3.500 0.6251 0.11233 0.10291 -0.1978 0.8295 0.2301
3.750 0.6284 0.11275 0.10319 -0.1958 0.8217 0.2400
4.000 0.6596 0.11488 0.10515 -0.1977 0.8160 0.2727
4.250 0.6964 0.11812 0.10841 -0.2005 0.8129 0.3341
4.500 0.6965 0.11801 0.10853 -0.1981 0.8032 0.3879
4.750 0.7312 0.11951 0.11081 -0.1996 0.7990 1.0000
5.000 0.7298 0.12040 0.11153 -0.1972 0.7909 1.0000
5.250 0.7574 0.12328 0.11408 -0.1987 0.7846 1.0000
5.500 0.7613 0.12487 0.11554 -0.1972 0.7778 1.0000
5.750 0.7823 0.12722 0.11769 -0.1978 0.7703 1.0000
6.000 0.7977 0.12994 0.12027 -0.1979 0.7655 1.0000
6.250 0.8075 0.13134 0.12158 -0.1971 0.7560 1.0000
6.500 0.8423 0.13575 0.12581 -0.1996 0.7522 1.0000
6.750 0.8319 0.13558 0.12564 -0.1965 0.7421 1.0000
7.000 0.8641 0.13955 0.12948 -0.1986 0.7373 1.0000
7.250 0.8564 0.13995 0.12989 -0.1961 0.7284 1.0000
7.500 0.8847 0.14341 0.13326 -0.1976 0.7226 1.0000
7.750 0.8816 0.14448 0.13433 -0.1959 0.7148 1.0000
8.000 0.9051 0.14743 0.13723 -0.1969 0.7081 1.0000
8.250 0.9081 0.14924 0.13904 -0.1960 0.7018 1.0000
8.500 0.9259 0.15161 0.14138 -0.1964 0.6936 1.0000
8.750 0.9397 0.15461 0.14438 -0.1967 0.6890 1.0000
9.000 0.9462 0.15591 0.14568 -0.1961 0.6796 1.0000
9.250 0.9777 0.16067 0.15041 -0.1980 0.6753 1.0000
9.500 0.9670 0.16035 0.15014 -0.1961 0.6657 1.0000
9.750 0.9959 0.16454 0.15433 -0.1976 0.6606 1.0000
10.000 0.9884 0.16494 0.15480 -0.1962 0.6523 1.0000
10.250 1.0131 0.16846 0.15833 -0.1973 0.6460 1.0000
10.500 1.0114 0.16983 0.15974 -0.1968 0.6397 1.0000
10.750 1.0293 0.17248 0.16243 -0.1973 0.6320 1.0000
11.000 1.0386 0.17521 0.16520 -0.1976 0.6271 1.0000
11.250 1.0467 0.17679 0.16683 -0.1976 0.6183 1.0000
11.500 1.0767 0.18204 0.17214 -0.1991 0.6140 1.0000
11.750 1.0653 0.18133 0.17150 -0.1982 0.6051 1.0000
12.000 1.0909 0.18553 0.17577 -0.1993 0.5996 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to CH10 (smoothed) (ch10sm-il)