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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to CH10 (smoothed) (ch10sm-il)