NACA 0010-65 (naca001065-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 0010-65 (naca001065-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 27.15 at α=3° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca001065-il-100000.txt Download as CSV file: xf-naca001065-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 0010-65
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.500 -0.5998 0.10757 0.10216 -0.0234 1.0000 0.1301
-10.250 -0.6408 0.10195 0.09670 -0.0313 1.0000 0.1335
-10.000 -0.6843 0.09771 0.09250 -0.0341 1.0000 0.1339
-9.750 -0.6182 0.09495 0.08968 -0.0266 1.0000 0.1415
-9.500 -0.6397 0.09005 0.08486 -0.0295 1.0000 0.1452
-9.250 -0.6786 0.08618 0.08105 -0.0297 1.0000 0.1470
-9.000 -0.7262 0.08421 0.07906 -0.0253 1.0000 0.1481
-8.750 -0.7765 0.08338 0.07801 -0.0195 1.0000 0.1490
-8.500 -0.7156 0.07670 0.07161 -0.0212 1.0000 0.1574
-8.250 -0.7510 0.07456 0.06935 -0.0168 1.0000 0.1623
-8.000 -0.7512 0.07064 0.06546 -0.0142 1.0000 0.1679
-7.750 -0.7644 0.06881 0.06349 -0.0101 1.0000 0.1770
-7.500 -0.7613 0.06517 0.05989 -0.0075 1.0000 0.1843
-6.750 -0.7964 0.04413 0.03634 0.0082 1.0000 0.0898
-6.500 -0.7859 0.04061 0.03256 0.0110 1.0000 0.0881
-6.250 -0.7748 0.03794 0.02944 0.0141 1.0000 0.0886
-6.000 -0.7608 0.03540 0.02648 0.0168 1.0000 0.0890
-5.750 -0.7437 0.03292 0.02361 0.0191 1.0000 0.0888
-5.500 -0.7246 0.03092 0.02120 0.0211 1.0000 0.0897
-5.250 -0.7044 0.02902 0.01895 0.0227 1.0000 0.0924
-5.000 -0.6813 0.02728 0.01710 0.0235 1.0000 0.0950
-4.750 -0.6570 0.02589 0.01555 0.0244 1.0000 0.0976
-4.500 -0.6321 0.02470 0.01421 0.0252 1.0000 0.1013
-4.250 -0.6074 0.02361 0.01297 0.0260 1.0000 0.1068
-4.000 -0.5829 0.02252 0.01198 0.0267 1.0000 0.1130
-3.750 -0.5589 0.02163 0.01098 0.0277 1.0000 0.1202
-3.500 -0.5374 0.02063 0.01014 0.0289 1.0000 0.1319
-3.250 -0.5183 0.01967 0.00937 0.0305 1.0000 0.1529
-3.000 -0.5012 0.01846 0.00856 0.0326 1.0000 0.2018
-2.750 -0.1980 0.02075 0.01324 -0.0129 1.0000 0.9833
-2.500 -0.1091 0.02020 0.01240 -0.0260 1.0000 1.0000
-2.250 -0.0977 0.01999 0.01212 -0.0236 1.0000 1.0000
-2.000 -0.0864 0.01980 0.01188 -0.0211 1.0000 1.0000
-1.750 -0.0753 0.01964 0.01167 -0.0186 1.0000 1.0000
-1.500 -0.0643 0.01951 0.01148 -0.0160 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0534 0.01940 0.01133 -0.0134 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0426 0.01931 0.01121 -0.0108 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0319 0.01924 0.01112 -0.0081 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0212 0.01919 0.01105 -0.0054 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0106 0.01916 0.01101 -0.0027 1.0000 1.0000
0.000 0.0000 0.01915 0.01100 0.0000 1.0000 1.0000
0.250 0.0106 0.01916 0.01101 0.0027 1.0000 1.0000
0.500 0.0212 0.01919 0.01105 0.0054 1.0000 1.0000
0.750 0.0319 0.01923 0.01112 0.0081 1.0000 1.0000
1.000 0.0426 0.01930 0.01121 0.0108 1.0000 1.0000
1.250 0.0534 0.01939 0.01132 0.0134 1.0000 1.0000
1.500 0.0643 0.01950 0.01147 0.0160 1.0000 1.0000
1.750 0.0753 0.01964 0.01165 0.0186 1.0000 1.0000
2.000 0.0864 0.01980 0.01187 0.0211 1.0000 1.0000
2.250 0.0977 0.01998 0.01211 0.0236 1.0000 1.0000
2.500 0.1091 0.02019 0.01239 0.0260 1.0000 1.0000
2.750 0.1980 0.02074 0.01323 0.0129 0.9833 1.0000
3.000 0.5011 0.01846 0.00855 -0.0326 0.2019 1.0000
3.250 0.5182 0.01967 0.00937 -0.0305 0.1529 1.0000
3.500 0.5374 0.02063 0.01013 -0.0289 0.1318 1.0000
3.750 0.5589 0.02162 0.01097 -0.0277 0.1203 1.0000
4.000 0.5828 0.02252 0.01198 -0.0266 0.1130 1.0000
4.250 0.6073 0.02360 0.01297 -0.0260 0.1068 1.0000
4.500 0.6320 0.02469 0.01420 -0.0252 0.1013 1.0000
4.750 0.6569 0.02588 0.01555 -0.0244 0.0976 1.0000
5.000 0.6812 0.02728 0.01709 -0.0235 0.0951 1.0000
5.250 0.7043 0.02902 0.01895 -0.0227 0.0923 1.0000
5.500 0.7245 0.03092 0.02119 -0.0211 0.0897 1.0000
5.750 0.7436 0.03292 0.02360 -0.0190 0.0888 1.0000
6.000 0.7608 0.03540 0.02648 -0.0168 0.0890 1.0000
6.250 0.7748 0.03793 0.02943 -0.0141 0.0886 1.0000
6.500 0.7859 0.04060 0.03255 -0.0110 0.0881 1.0000
6.750 0.7963 0.04412 0.03633 -0.0082 0.0898 1.0000
7.500 0.7613 0.06516 0.05988 0.0075 0.1843 1.0000
7.750 0.7649 0.06884 0.06351 0.0101 0.1771 1.0000
8.000 0.7510 0.07064 0.06545 0.0142 0.1679 1.0000
8.250 0.7515 0.07457 0.06936 0.0167 0.1623 1.0000
8.500 0.7157 0.07669 0.07160 0.0212 0.1574 1.0000
8.750 0.7767 0.08338 0.07801 0.0195 0.1490 1.0000
9.000 0.7262 0.08419 0.07904 0.0253 0.1481 1.0000
9.250 0.6785 0.08617 0.08104 0.0296 0.1469 1.0000
9.500 0.6399 0.09006 0.08487 0.0295 0.1452 1.0000
9.750 0.6188 0.09493 0.08966 0.0265 0.1413 1.0000
10.000 0.6843 0.09770 0.09250 0.0341 0.1339 1.0000
10.250 0.6404 0.10200 0.09675 0.0311 0.1335 1.0000
10.500 0.6003 0.10759 0.10217 0.0233 0.1301 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 0010-65 (naca001065-il)