NACA 0010-65 (naca001065-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 0010-65 (naca001065-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 21.84 at α=3.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca001065-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-naca001065-il-50000-n5.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.6383 0.09900 0.09137 -0.0332 1.0000 0.0652
-10.500 -0.6533 0.09227 0.08469 -0.0372 1.0000 0.0644
-10.250 -0.6738 0.08626 0.07869 -0.0395 1.0000 0.0636
-10.000 -0.6984 0.08124 0.07365 -0.0394 1.0000 0.0628
-9.750 -0.7250 0.07723 0.06960 -0.0369 1.0000 0.0622
-9.500 -0.7490 0.07365 0.06594 -0.0332 1.0000 0.0619
-9.250 -0.7670 0.07010 0.06226 -0.0297 1.0000 0.0619
-9.000 -0.7814 0.06662 0.05860 -0.0259 1.0000 0.0620
-8.750 -0.7926 0.06316 0.05491 -0.0220 1.0000 0.0622
-8.500 -0.8005 0.05981 0.05130 -0.0182 1.0000 0.0625
-8.250 -0.8046 0.05671 0.04791 -0.0144 1.0000 0.0635
-8.000 -0.8060 0.05387 0.04475 -0.0107 1.0000 0.0654
-7.750 -0.8062 0.05095 0.04141 -0.0068 1.0000 0.0675
-7.500 -0.8039 0.04798 0.03792 -0.0030 1.0000 0.0691
-7.250 -0.7973 0.04511 0.03450 0.0004 1.0000 0.0702
-7.000 -0.7864 0.04241 0.03138 0.0031 1.0000 0.0713
-6.750 -0.7716 0.04046 0.02930 0.0049 1.0000 0.0740
-6.500 -0.7560 0.03884 0.02749 0.0068 1.0000 0.0778
-6.250 -0.7383 0.03690 0.02515 0.0087 1.0000 0.0808
-6.000 -0.7170 0.03493 0.02275 0.0101 1.0000 0.0829
-5.750 -0.6931 0.03317 0.02064 0.0111 1.0000 0.0853
-5.500 -0.6686 0.03165 0.01905 0.0116 1.0000 0.0885
-5.250 -0.6447 0.03054 0.01781 0.0123 1.0000 0.0946
-5.000 -0.6173 0.02939 0.01651 0.0125 1.0000 0.1012
-4.750 -0.5887 0.02833 0.01540 0.0126 1.0000 0.1077
-4.500 -0.5601 0.02735 0.01426 0.0126 1.0000 0.1159
-4.250 -0.5361 0.02648 0.01330 0.0134 1.0000 0.1277
-4.000 -0.5157 0.02560 0.01255 0.0146 1.0000 0.1466
-3.750 -0.4968 0.02468 0.01179 0.0161 1.0000 0.1764
-3.500 -0.4803 0.02355 0.01101 0.0178 1.0000 0.2321
-3.000 -0.3297 0.02394 0.01379 0.0062 1.0000 0.9222
-2.750 -0.1333 0.02445 0.01341 -0.0262 1.0000 1.0000
-2.500 -0.1208 0.02420 0.01304 -0.0241 1.0000 1.0000
-2.250 -0.1084 0.02399 0.01272 -0.0218 1.0000 1.0000
-2.000 -0.0961 0.02380 0.01245 -0.0195 1.0000 1.0000
-1.750 -0.0839 0.02364 0.01221 -0.0172 1.0000 1.0000
-1.500 -0.0718 0.02351 0.01201 -0.0148 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0597 0.02339 0.01184 -0.0124 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0477 0.02330 0.01170 -0.0100 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0357 0.02323 0.01160 -0.0075 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0238 0.02318 0.01152 -0.0050 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0119 0.02315 0.01148 -0.0025 1.0000 1.0000
0.000 0.0000 0.02314 0.01146 0.0000 1.0000 1.0000
0.250 0.0119 0.02315 0.01148 0.0025 1.0000 1.0000
0.500 0.0238 0.02318 0.01152 0.0050 1.0000 1.0000
0.750 0.0357 0.02323 0.01159 0.0075 1.0000 1.0000
1.000 0.0477 0.02330 0.01170 0.0100 1.0000 1.0000
1.250 0.0597 0.02339 0.01183 0.0124 1.0000 1.0000
1.500 0.0718 0.02350 0.01200 0.0148 1.0000 1.0000
1.750 0.0839 0.02364 0.01220 0.0172 1.0000 1.0000
2.000 0.0961 0.02380 0.01244 0.0195 1.0000 1.0000
2.250 0.1085 0.02398 0.01271 0.0218 1.0000 1.0000
2.500 0.1209 0.02419 0.01304 0.0241 1.0000 1.0000
2.750 0.1333 0.02444 0.01339 0.0262 1.0000 1.0000
3.000 0.3278 0.02396 0.01380 -0.0059 0.9229 1.0000
3.250 0.4740 0.02170 0.01027 -0.0213 0.3843 1.0000
3.500 0.4803 0.02355 0.01101 -0.0178 0.2322 1.0000
3.750 0.4968 0.02467 0.01178 -0.0161 0.1765 1.0000
4.000 0.5157 0.02560 0.01255 -0.0146 0.1467 1.0000
4.250 0.5361 0.02648 0.01330 -0.0134 0.1277 1.0000
4.500 0.5600 0.02734 0.01426 -0.0126 0.1159 1.0000
4.750 0.5886 0.02833 0.01539 -0.0125 0.1077 1.0000
5.000 0.6172 0.02938 0.01650 -0.0125 0.1013 1.0000
5.250 0.6446 0.03054 0.01780 -0.0123 0.0946 1.0000
5.500 0.6684 0.03164 0.01905 -0.0115 0.0885 1.0000
5.750 0.6930 0.03316 0.02063 -0.0110 0.0853 1.0000
6.000 0.7169 0.03492 0.02274 -0.0101 0.0829 1.0000
6.250 0.7382 0.03689 0.02514 -0.0086 0.0808 1.0000
6.500 0.7559 0.03883 0.02748 -0.0068 0.0778 1.0000
6.750 0.7715 0.04045 0.02929 -0.0049 0.0740 1.0000
7.000 0.7863 0.04240 0.03137 -0.0031 0.0713 1.0000
7.250 0.7972 0.04510 0.03449 -0.0004 0.0702 1.0000
7.500 0.8038 0.04798 0.03791 0.0030 0.0691 1.0000
7.750 0.8062 0.05095 0.04140 0.0068 0.0675 1.0000
8.000 0.8060 0.05386 0.04474 0.0107 0.0654 1.0000
8.250 0.8046 0.05670 0.04790 0.0144 0.0635 1.0000
8.500 0.8005 0.05980 0.05129 0.0182 0.0625 1.0000
8.750 0.7927 0.06315 0.05491 0.0220 0.0622 1.0000
9.000 0.7814 0.06661 0.05859 0.0259 0.0620 1.0000
9.250 0.7671 0.07010 0.06226 0.0296 0.0619 1.0000
9.500 0.7492 0.07365 0.06594 0.0332 0.0619 1.0000
9.750 0.7253 0.07723 0.06960 0.0369 0.0622 1.0000
10.000 0.6988 0.08125 0.07366 0.0394 0.0628 1.0000
10.250 0.6742 0.08628 0.07871 0.0394 0.0636 1.0000
10.500 0.6538 0.09231 0.08472 0.0371 0.0644 1.0000
10.750 0.6389 0.09904 0.09141 0.0331 0.0651 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 0010-65 (naca001065-il)