NACA 6-H-10 AIRFOIL (n6h10-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 6-H-10 AIRFOIL (n6h10-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 23.49 at α=10.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-n6h10-il-50000.txt Download as CSV file: xf-n6h10-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.3779 0.12483 0.11961 -0.0169 1.0000 0.1150
-10.250 -0.3750 0.12266 0.11749 -0.0216 1.0000 0.1194
-10.000 -0.3797 0.12188 0.11678 -0.0275 1.0000 0.1207
-9.750 -0.3524 0.11441 0.10929 -0.0269 1.0000 0.1262
-9.500 -0.3466 0.11167 0.10659 -0.0296 1.0000 0.1313
-9.250 -0.3566 0.11093 0.10593 -0.0323 1.0000 0.1341
-9.000 -0.3656 0.11018 0.10522 -0.0385 0.9852 0.1352
-8.750 -0.3299 0.10271 0.09771 -0.0380 0.9799 0.1450
-8.500 -0.3343 0.10109 0.09605 -0.0468 0.9704 0.1493
-8.250 -0.3059 0.09511 0.09005 -0.0472 0.9653 0.1585
-8.000 -0.3152 0.09407 0.08898 -0.0536 0.9564 0.1636
-7.750 -0.2918 0.08873 0.08365 -0.0543 0.9515 0.1740
-7.500 -0.3058 0.08884 0.08368 -0.0586 0.9440 0.1785
-7.250 -0.2888 0.08410 0.07898 -0.0578 0.9395 0.1907
-7.000 -0.2823 0.08105 0.07594 -0.0581 0.9348 0.2002
-6.750 -0.2826 0.07895 0.07381 -0.0591 0.9304 0.2112
-6.500 -0.2938 0.07847 0.07329 -0.0575 0.9255 0.2211
-6.250 -0.2940 0.07616 0.07099 -0.0558 0.9214 0.2350
-6.000 -0.2964 0.07450 0.06929 -0.0545 0.9180 0.2501
-5.750 0.1378 0.04762 0.04205 -0.0678 0.9242 1.0000
-5.500 0.1536 0.04581 0.04023 -0.0706 0.9199 1.0000
-5.250 -0.0175 0.05534 0.05011 -0.0413 0.9149 0.7977
-5.000 0.0227 0.05266 0.04738 -0.0458 0.9116 0.8384
-4.750 -0.1502 0.05639 0.05154 -0.0299 0.9076 0.6759
-4.500 -0.1773 0.05571 0.05096 -0.0252 0.9052 0.6754
-4.250 -0.1110 0.05230 0.04740 -0.0303 0.9027 0.7272
-3.750 -0.4118 0.06024 0.05545 -0.0067 0.9150 0.4651
-3.500 -0.4264 0.05816 0.05343 -0.0004 0.9175 0.4955
-3.250 -0.4436 0.05648 0.05176 0.0055 0.9222 0.5101
-3.000 -0.4528 0.05406 0.04937 0.0111 0.9267 0.5386
-2.750 -0.4653 0.05217 0.04746 0.0162 0.9343 0.5559
-2.500 -0.4702 0.04981 0.04510 0.0206 0.9411 0.5743
-2.250 -0.4785 0.04793 0.04315 0.0250 0.9510 0.5849
-2.000 -0.4826 0.04577 0.04095 0.0289 0.9623 0.5920
-1.750 -0.5351 0.04458 0.03975 0.0416 1.0000 0.5768
-1.500 -0.5163 0.04237 0.03735 0.0413 1.0000 0.5885
-1.250 -0.4872 0.04073 0.03541 0.0388 1.0000 0.5820
-1.000 -0.4419 0.04059 0.03470 0.0324 1.0000 0.5370
-0.750 -0.3452 0.04414 0.03652 0.0169 1.0000 0.3018
-0.500 -0.2968 0.04388 0.03505 0.0153 1.0000 0.1911
-0.250 -0.2687 0.04253 0.03320 0.0161 1.0000 0.1572
0.000 -0.2432 0.04147 0.03169 0.0170 1.0000 0.1414
0.250 -0.2187 0.04081 0.03056 0.0178 1.0000 0.1332
0.500 -0.1944 0.03987 0.02936 0.0183 1.0000 0.1305
0.750 -0.1682 0.03922 0.02839 0.0185 1.0000 0.1258
1.000 -0.1313 0.03900 0.02774 0.0168 1.0000 0.1233
1.250 -0.0937 0.03903 0.02754 0.0146 1.0000 0.1260
1.500 -0.0653 0.03913 0.02751 0.0141 1.0000 0.1387
1.750 -0.0445 0.03927 0.02754 0.0149 1.0000 0.1481
2.000 -0.0274 0.03932 0.02753 0.0164 1.0000 0.1637
2.250 -0.0135 0.03911 0.02755 0.0184 1.0000 0.2121
2.500 0.1178 0.04232 0.03184 -0.0028 1.0000 1.0000
2.750 0.1294 0.04308 0.03242 -0.0015 1.0000 1.0000
3.000 0.1410 0.04389 0.03307 -0.0003 1.0000 1.0000
3.250 0.1525 0.04474 0.03377 0.0009 1.0000 1.0000
3.500 0.1639 0.04563 0.03454 0.0019 1.0000 1.0000
3.750 0.1753 0.04657 0.03538 0.0029 1.0000 1.0000
4.000 0.1867 0.04755 0.03628 0.0039 1.0000 1.0000
4.250 0.1980 0.04858 0.03723 0.0047 1.0000 1.0000
4.500 0.2094 0.04965 0.03823 0.0055 1.0000 1.0000
4.750 0.2621 0.05304 0.04161 -0.0028 0.9765 1.0000
5.000 0.3042 0.05592 0.04449 -0.0084 0.9507 1.0000
5.250 0.3415 0.05888 0.04746 -0.0125 0.9307 1.0000
5.500 0.3631 0.06040 0.04902 -0.0135 0.9080 1.0000
5.750 0.3901 0.06270 0.05135 -0.0153 0.8903 1.0000
6.000 0.4152 0.06504 0.05374 -0.0167 0.8744 1.0000
6.250 0.4365 0.06719 0.05595 -0.0175 0.8597 1.0000
6.500 0.4547 0.06912 0.05797 -0.0177 0.8450 1.0000
6.750 0.4636 0.07013 0.05904 -0.0163 0.8274 1.0000
7.000 0.4806 0.07190 0.06089 -0.0161 0.8095 1.0000
7.250 0.4996 0.07394 0.06302 -0.0163 0.7934 1.0000
7.500 0.5161 0.07594 0.06513 -0.0162 0.7789 1.0000
7.750 0.5306 0.07789 0.06719 -0.0159 0.7650 1.0000
8.000 0.5453 0.07994 0.06943 -0.0156 0.7508 1.0000
8.250 0.5595 0.08205 0.07168 -0.0153 0.7366 1.0000
8.500 0.5763 0.08447 0.07426 -0.0154 0.7215 1.0000
8.750 0.5881 0.08660 0.07655 -0.0148 0.7035 1.0000
9.000 0.6049 0.08837 0.07850 -0.0140 0.6735 1.0000
9.250 0.8902 0.05123 0.04368 0.0050 0.3955 1.0000
9.500 0.9276 0.04443 0.03487 0.0151 0.2216 1.0000
9.750 0.9365 0.04560 0.03563 0.0183 0.1991 1.0000
10.000 0.9932 0.04512 0.03488 0.0211 0.1748 1.0000
10.250 1.1045 0.04703 0.03717 0.0182 0.1440 1.0000
10.500 1.1349 0.05012 0.04048 0.0187 0.1309 1.0000
10.750 1.1567 0.05362 0.04411 0.0196 0.1199 1.0000
11.000 1.1571 0.05674 0.04769 0.0224 0.1163 1.0000
11.250 1.1780 0.06144 0.05241 0.0229 0.1082 1.0000
11.500 1.1640 0.06420 0.05558 0.0263 0.1069 1.0000
11.750 1.1500 0.06729 0.05899 0.0292 0.1062 1.0000
12.000 1.1324 0.07044 0.06237 0.0321 0.1060 1.0000
12.250 1.1141 0.07396 0.06610 0.0342 0.1062 1.0000
12.500 1.0943 0.07786 0.07020 0.0355 0.1067 1.0000
12.750 1.0757 0.08221 0.07471 0.0361 0.1073 1.0000
13.000 1.0576 0.08705 0.07970 0.0362 0.1080 1.0000
13.250 1.0428 0.09236 0.08516 0.0359 0.1089 1.0000
13.500 0.9596 0.10069 0.09369 0.0303 0.1198 1.0000
13.750 0.9385 0.10783 0.10086 0.0278 0.1210 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 6-H-10 AIRFOIL (n6h10-il)