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=5


Details Polar file
Airfoil: CH10 (smoothed) (ch10sm-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 12.45 at α=3.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-ch10sm-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-ch10sm-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -11.000   0.0488   0.14592   0.13872  -0.1134   0.8915   0.0629
 -10.750   0.0439   0.14511   0.13795  -0.1111   0.8841   0.0639
 -10.500   0.0505   0.14301   0.13586  -0.1119   0.8796   0.0655
 -10.250   0.0622   0.14049   0.13332  -0.1143   0.8767   0.0673
 -10.000   0.0568   0.14004   0.13291  -0.1125   0.8700   0.0685
  -9.750   0.0546   0.13954   0.13245  -0.1122   0.8642   0.0696
  -9.500   0.0591   0.13883   0.13172  -0.1147   0.8608   0.0703
  -9.250   0.0419   0.13988   0.13286  -0.1106   0.8522   0.0705
  -9.000   0.0382   0.13985   0.13286  -0.1110   0.8472   0.0708
  -8.750   0.0519   0.13577   0.12880  -0.1128   0.8449   0.0713
  -8.500   0.0831   0.12828   0.12122  -0.1140   0.8440   0.0742
  -8.250   0.0597   0.12936   0.12241  -0.1074   0.8339   0.0747
  -8.000   0.0694   0.12690   0.11994  -0.1082   0.8308   0.0775
  -7.750   0.0592   0.12667   0.11977  -0.1050   0.8243   0.0791
  -7.500   0.0519   0.12619   0.11933  -0.1029   0.8182   0.0811
  -7.250   0.0516   0.12546   0.11863  -0.1037   0.8145   0.0835
  -7.000   0.0260   0.12686   0.12013  -0.0977   0.8058   0.0838
  -6.750   0.0137   0.12737   0.12069  -0.0964   0.8006   0.0845
  -6.500  -0.0055   0.12825   0.12166  -0.0930   0.7938   0.0848
  -6.250  -0.0184   0.12866   0.12214  -0.0918   0.7872   0.0851
  -6.000  -0.0102   0.12545   0.11895  -0.0930   0.7842   0.0857
  -5.750   0.0112   0.11950   0.11294  -0.0911   0.7831   0.0880
  -5.500  -0.0138   0.12036   0.11391  -0.0853   0.7743   0.0882
  -5.250  -0.0081   0.11803   0.11158  -0.0848   0.7707   0.0903
  -5.000   0.0026   0.11548   0.10901  -0.0861   0.7680   0.0930
  -4.750  -0.0190   0.11605   0.10968  -0.0814   0.7600   0.0935
  -4.500  -0.0142   0.11424   0.10787  -0.0826   0.7557   0.0963
  -4.250   0.0089   0.11263   0.10621  -0.0932   0.7522   0.1005
  -4.000  -0.0025   0.11317   0.10682  -0.0934   0.7439   0.1008
  -3.750   0.0061   0.10958   0.10325  -0.0929   0.7406   0.1019
  -3.500   0.0131   0.10620   0.09987  -0.0887   0.7384   0.1051
  -3.250   0.0128   0.10506   0.09874  -0.0875   0.7332   0.1084
  -3.000   0.0587   0.10375   0.09732  -0.1059   0.7271   0.1177
  -2.750   0.0577   0.10034   0.09395  -0.0999   0.7245   0.1195
  -2.500   0.0768   0.09731   0.09088  -0.1003   0.7222   0.1233
  -2.250   0.0800   0.09657   0.09016  -0.1008   0.7159   0.1263
  -1.750   0.2256   0.08571   0.07865  -0.1370   0.7098   0.0846
  -1.250   0.3870   0.07462   0.06670  -0.1693   0.7069   0.0704
  -1.000   0.4289   0.07295   0.06472  -0.1773   0.7014   0.0714
  -0.750   0.4506   0.07264   0.06442  -0.1786   0.6969   0.0745
  -0.500   0.5204   0.06992   0.06111  -0.1899   0.6947   0.0759
  -0.250   0.5829   0.06795   0.05848  -0.1986   0.6928   0.0811
   0.000   0.6429   0.06623   0.05593  -0.2057   0.6913   0.0859
   0.250   0.6450   0.06785   0.05758  -0.2042   0.6834   0.0887
   0.500   0.6776   0.06784   0.05727  -0.2062   0.6799   0.0962
   0.750   0.7176   0.06742   0.05643  -0.2089   0.6775   0.1042
   1.000   0.7563   0.06710   0.05577  -0.2109   0.6756   0.1152
   1.250   0.7519   0.06944   0.05807  -0.2084   0.6667   0.1193
   1.500   0.7804   0.06973   0.05815  -0.2090   0.6635   0.1327
   1.750   0.8138   0.06974   0.05797  -0.2101   0.6611   0.1512
   2.000   0.8147   0.07191   0.06022  -0.2082   0.6533   0.1608
   2.250   0.8386   0.07264   0.06093  -0.2084   0.6492   0.1876
   2.500   0.8711   0.07284   0.06128  -0.2097   0.6466   0.2481
   3.000   0.8973   0.07559   0.06494  -0.2083   0.6350   0.5398
   3.250   0.9131   0.07523   0.06498  -0.2061   0.6316   1.0000
   3.500   0.9429   0.07575   0.06514  -0.2064   0.6292   1.0000
   3.750   0.9335   0.07894   0.06831  -0.2037   0.6194   1.0000
   4.000   0.9590   0.07969   0.06883  -0.2037   0.6162   1.0000
   4.500   0.9775   0.08352   0.07246  -0.2013   0.6038   1.0000
   4.750   1.0029   0.08421   0.07298  -0.2012   0.6006   1.0000
   5.250   1.0195   0.08818   0.07684  -0.1987   0.5878   1.0000
   5.500   1.0456   0.08875   0.07730  -0.1986   0.5848   1.0000
   5.750   1.0410   0.09182   0.08038  -0.1967   0.5761   1.0000
   6.000   1.0607   0.09287   0.08137  -0.1962   0.5716   1.0000
   6.250   1.0877   0.09329   0.08170  -0.1961   0.5689   1.0000
   6.500   1.0785   0.09680   0.08528  -0.1940   0.5591   1.0000
   6.750   1.1012   0.09753   0.08596  -0.1936   0.5553   1.0000
   7.250   1.1166   0.10167   0.09013  -0.1914   0.5421   1.0000
   7.500   1.1417   0.10213   0.09055  -0.1911   0.5389   1.0000
   8.000   1.1551   0.10644   0.09495  -0.1890   0.5252   1.0000
   8.250   1.1824   0.10660   0.09510  -0.1887   0.5226   1.0000
   8.500   1.1702   0.11061   0.09920  -0.1870   0.5117   1.0000
   8.750   1.1944   0.11103   0.09963  -0.1866   0.5084   1.0000
   9.000   1.1876   0.11457   0.10328  -0.1853   0.4986   1.0000
   9.250   1.2075   0.11538   0.10412  -0.1847   0.4944   1.0000
   9.750   1.2217   0.11965   0.10853  -0.1831   0.4805   1.0000
  10.000   1.2461   0.11990   0.10883  -0.1826   0.4775   1.0000
  10.500   1.2584   0.12437   0.11348  -0.1811   0.4632   1.0000
  10.750   1.2535   0.12795   0.11716  -0.1804   0.4539   1.0000
  11.000   1.2705   0.12894   0.11823  -0.1798   0.4491   1.0000
  11.250   1.2954   0.12893   0.11830  -0.1792   0.4463   1.0000
  11.500   1.2831   0.13350   0.12302  -0.1788   0.4352   1.0000
  11.750   1.3057   0.13373   0.12334  -0.1782   0.4319   1.0000
  12.000   1.2969   0.13798   0.12769  -0.1780   0.4217   1.0000
  12.250   1.3161   0.13858   0.12841  -0.1774   0.4176   1.0000
  12.750   1.3270   0.14344   0.13352  -0.1769   0.4036   1.0000
  13.000   1.3500   0.14344   0.13365  -0.1762   0.4007   1.0000
  13.250   1.3380   0.14838   0.13870  -0.1767   0.3899   1.0000
  13.500   1.3588   0.14864   0.13910  -0.1760   0.3864   1.0000
<< Back to CH10 (smoothed) (ch10sm-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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