Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to CH10 (smoothed) (ch10sm-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to CH10 (smoothed) (ch10sm-il)