NACA 6-H-10 AIRFOIL (n6h10-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 6-H-10 AIRFOIL (n6h10-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 48.34 at α=7.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-n6h10-il-100000.txt Download as CSV file: xf-n6h10-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 6-H-10 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.750 -0.4118 0.11075 0.10658 -0.0157 0.7998 0.0497
-8.500 -0.4136 0.10856 0.10440 -0.0193 0.7965 0.0499
-8.250 -0.4148 0.10667 0.10246 -0.0216 0.7935 0.0500
-8.000 -0.3959 0.09795 0.09380 -0.0197 0.7911 0.0516
-7.750 -0.3833 0.09375 0.08959 -0.0193 0.7884 0.0536
-7.500 -0.3774 0.09065 0.08648 -0.0210 0.7851 0.0551
-7.250 -0.3729 0.08773 0.08355 -0.0226 0.7820 0.0569
-7.000 -0.3676 0.08490 0.08068 -0.0244 0.7792 0.0591
-6.750 -0.3620 0.08262 0.07830 -0.0266 0.7769 0.0620
-6.500 -0.3523 0.08236 0.07775 -0.0308 0.7744 0.0638
-6.250 -0.3417 0.07621 0.07172 -0.0314 0.7721 0.0659
-6.000 -0.3282 0.07268 0.06822 -0.0316 0.7696 0.0696
-5.750 -0.3132 0.07058 0.06595 -0.0333 0.7670 0.0760
-5.500 -0.3006 0.06836 0.06344 -0.0344 0.7645 0.0791
-5.250 -0.2899 0.06446 0.05963 -0.0333 0.7624 0.0826
-5.000 -0.2678 0.06573 0.06030 -0.0346 0.7597 0.0921
-4.750 -0.2539 0.05945 0.05429 -0.0355 0.7576 0.0949
-4.500 -0.2359 0.05708 0.05182 -0.0358 0.7555 0.1028
-4.250 -0.2191 0.05467 0.04923 -0.0359 0.7536 0.1101
-4.000 -0.2011 0.05336 0.04761 -0.0356 0.7518 0.1224
-3.750 -0.1846 0.05085 0.04510 -0.0350 0.7501 0.1320
-3.500 -0.1694 0.04879 0.04290 -0.0338 0.7484 0.1441
-3.250 -0.1518 0.04761 0.04147 -0.0335 0.7463 0.1659
-3.000 -0.1347 0.04542 0.03929 -0.0336 0.7445 0.1841
-2.750 -0.1198 0.04391 0.03774 -0.0331 0.7433 0.2141
-2.000 -0.0866 0.04016 0.03399 -0.0285 0.7404 0.3404
-1.750 -0.0698 0.03887 0.03262 -0.0273 0.7393 0.3571
-1.500 0.0202 0.03720 0.02877 -0.0305 0.7372 0.0877
-1.250 0.0480 0.03619 0.02732 -0.0302 0.7370 0.0755
-1.000 0.0738 0.03539 0.02632 -0.0306 0.7371 0.0715
-0.750 0.0998 0.03492 0.02569 -0.0310 0.7368 0.0709
-0.500 0.1267 0.03470 0.02533 -0.0312 0.7357 0.0754
-0.250 0.1355 0.03530 0.02590 -0.0307 0.7391 0.0763
0.000 0.1474 0.03570 0.02626 -0.0296 0.7417 0.0780
0.250 0.1671 0.03578 0.02646 -0.0295 0.7429 0.0832
0.500 0.1815 0.03629 0.02691 -0.0283 0.7436 0.0938
0.750 0.1853 0.03672 0.02735 -0.0251 0.7418 0.1096
1.000 0.1632 0.03826 0.02887 -0.0203 0.7642 0.1093
1.250 0.5544 0.03416 0.02620 -0.0750 0.7087 1.0000
1.500 0.5734 0.03473 0.02672 -0.0734 0.7044 1.0000
1.750 0.5857 0.03623 0.02824 -0.0737 0.7012 1.0000
2.000 0.5978 0.03746 0.02948 -0.0730 0.6979 1.0000
2.250 0.6151 0.03825 0.03028 -0.0717 0.6944 1.0000
2.500 0.6346 0.03892 0.03093 -0.0703 0.6904 1.0000
2.750 0.6309 0.04079 0.03284 -0.0684 0.6851 1.0000
3.000 0.6464 0.04162 0.03368 -0.0669 0.6806 1.0000
3.250 0.6669 0.04229 0.03438 -0.0656 0.6760 1.0000
3.500 0.6533 0.04419 0.03631 -0.0620 0.6695 1.0000
3.750 0.6804 0.04464 0.03683 -0.0614 0.6648 1.0000
4.000 0.6663 0.04635 0.03856 -0.0570 0.6570 1.0000
4.250 0.6919 0.04683 0.03909 -0.0563 0.6510 1.0000
4.500 0.6774 0.04820 0.04047 -0.0512 0.6417 1.0000
4.750 0.7146 0.04852 0.04088 -0.0520 0.6361 1.0000
5.000 0.6843 0.05015 0.04249 -0.0450 0.6267 1.0000
5.250 0.7663 0.04888 0.04146 -0.0497 0.6202 1.0000
5.500 0.7070 0.05161 0.04411 -0.0404 0.6102 1.0000
5.750 0.8137 0.04672 0.03947 -0.0444 0.5890 1.0000
6.000 0.8877 0.04094 0.03393 -0.0423 0.5785 1.0000
6.250 0.9109 0.03950 0.03263 -0.0394 0.5660 1.0000
6.500 0.9409 0.03700 0.03030 -0.0362 0.5540 1.0000
6.750 0.9783 0.03304 0.02657 -0.0322 0.5429 1.0000
7.000 1.0246 0.02566 0.01932 -0.0258 0.5177 1.0000
7.250 1.0470 0.02166 0.01454 -0.0201 0.3396 1.0000
7.500 1.0244 0.02566 0.01746 -0.0171 0.2010 1.0000
7.750 1.0061 0.02844 0.01999 -0.0136 0.1701 1.0000
8.000 0.9852 0.03029 0.02174 -0.0083 0.1580 1.0000
8.250 0.9654 0.03180 0.02316 -0.0026 0.1500 1.0000
8.500 0.9532 0.03318 0.02449 0.0020 0.1417 1.0000
8.750 0.9453 0.03450 0.02569 0.0061 0.1351 1.0000
9.000 0.9470 0.03541 0.02663 0.0094 0.1278 1.0000
9.250 0.9546 0.03601 0.02707 0.0127 0.1218 1.0000
9.500 0.9695 0.03644 0.02753 0.0153 0.1152 1.0000
9.750 0.9986 0.03658 0.02749 0.0176 0.1072 1.0000
10.000 1.0298 0.03714 0.02814 0.0192 0.1002 1.0000
10.250 1.0638 0.03849 0.02956 0.0200 0.0900 1.0000
10.500 1.1034 0.04089 0.03208 0.0197 0.0778 1.0000
10.750 1.1425 0.04479 0.03616 0.0186 0.0671 1.0000
11.000 1.1415 0.04652 0.03819 0.0219 0.0625 1.0000
11.250 1.1680 0.05162 0.04335 0.0213 0.0559 1.0000
11.500 1.1600 0.05359 0.04570 0.0251 0.0549 1.0000
11.750 1.1514 0.05598 0.04839 0.0286 0.0542 1.0000
12.000 1.1394 0.05853 0.05123 0.0318 0.0535 1.0000
12.250 1.1249 0.06117 0.05413 0.0343 0.0525 1.0000
12.500 1.1104 0.06422 0.05745 0.0362 0.0517 1.0000
12.750 1.0954 0.06757 0.06103 0.0375 0.0512 1.0000
13.000 1.0783 0.07135 0.06505 0.0384 0.0510 1.0000
13.250 1.0599 0.07524 0.06913 0.0387 0.0505 1.0000
13.500 1.0398 0.07987 0.07398 0.0386 0.0512 1.0000
13.750 1.0181 0.08507 0.07937 0.0379 0.0521 1.0000
14.000 0.9951 0.09053 0.08499 0.0366 0.0526 1.0000
14.250 0.9746 0.09621 0.09080 0.0349 0.0534 1.0000
14.500 0.9536 0.10257 0.09727 0.0327 0.0543 1.0000
14.750 0.9336 0.10927 0.10405 0.0301 0.0550 1.0000
15.000 0.9207 0.11630 0.11112 0.0279 0.0558 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 6-H-10 AIRFOIL (n6h10-il)