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

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
<< Back to NACA 0010-65 (naca001065-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 0010-65 (naca001065-il)