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

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
<< Back to NACA 6-H-10 AIRFOIL (n6h10-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 6-H-10 AIRFOIL (n6h10-il)