NACA 0010-66 (naca001066-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 0010-66 (naca001066-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 26.6 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca001066-il-100000.txt Download as CSV file: xf-naca001066-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 0010-66
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 -0.6337 0.11464 0.10941 -0.0171 1.0000 0.1284
-10.250 -0.6643 0.11013 0.10500 -0.0209 1.0000 0.1323
-10.000 -0.7095 0.10530 0.10026 -0.0248 1.0000 0.1331
-9.750 -0.6860 0.10079 0.09576 -0.0215 1.0000 0.1362
-9.500 -0.6777 0.09807 0.09304 -0.0190 1.0000 0.1406
-9.250 -0.7001 0.09401 0.08902 -0.0190 1.0000 0.1434
-9.000 -0.7344 0.09074 0.08577 -0.0165 1.0000 0.1453
-8.750 -0.7798 0.08855 0.08356 -0.0110 1.0000 0.1470
-8.500 -0.8384 0.08738 0.08212 -0.0038 1.0000 0.1484
-8.250 -0.7965 0.08094 0.07593 -0.0049 1.0000 0.1526
-8.000 -0.8017 0.07819 0.07315 -0.0015 1.0000 0.1583
-7.750 -0.8498 0.07605 0.07064 0.0054 1.0000 0.1641
-7.500 -0.8201 0.07194 0.06677 0.0059 1.0000 0.1709
-6.750 -0.8765 0.04901 0.04132 0.0253 1.0000 0.0895
-6.500 -0.8664 0.04481 0.03695 0.0280 1.0000 0.0874
-6.250 -0.8569 0.04140 0.03314 0.0315 1.0000 0.0860
-6.000 -0.8451 0.03875 0.03000 0.0349 1.0000 0.0872
-5.750 -0.8301 0.03625 0.02702 0.0378 1.0000 0.0880
-5.500 -0.8113 0.03389 0.02419 0.0401 1.0000 0.0883
-5.250 -0.7916 0.03232 0.02212 0.0423 1.0000 0.0900
-5.000 -0.7677 0.03006 0.01976 0.0428 1.0000 0.0936
-4.750 -0.7427 0.02862 0.01814 0.0436 1.0000 0.0964
-4.500 -0.7163 0.02729 0.01659 0.0442 1.0000 0.0997
-4.250 -0.6913 0.02639 0.01540 0.0452 1.0000 0.1045
-4.000 -0.6632 0.02500 0.01415 0.0450 1.0000 0.1112
-3.750 -0.6367 0.02410 0.01311 0.0456 1.0000 0.1182
-3.500 -0.6110 0.02298 0.01214 0.0460 1.0000 0.1287
-3.250 -0.2238 0.02442 0.01680 -0.0231 1.0000 1.0000
-3.000 -0.2073 0.02423 0.01645 -0.0213 1.0000 1.0000
-2.750 -0.1906 0.02406 0.01614 -0.0195 1.0000 1.0000
-2.500 -0.1737 0.02391 0.01587 -0.0177 1.0000 1.0000
-2.250 -0.1567 0.02378 0.01562 -0.0159 1.0000 1.0000
-2.000 -0.1396 0.02367 0.01541 -0.0141 1.0000 1.0000
-1.750 -0.1223 0.02357 0.01523 -0.0124 1.0000 1.0000
-1.500 -0.1050 0.02349 0.01508 -0.0106 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0876 0.02342 0.01494 -0.0088 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0701 0.02336 0.01484 -0.0070 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0526 0.02332 0.01476 -0.0053 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0351 0.02329 0.01470 -0.0035 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0176 0.02327 0.01466 -0.0018 1.0000 1.0000
0.000 0.0000 0.02326 0.01465 0.0000 1.0000 1.0000
0.250 0.0176 0.02327 0.01466 0.0018 1.0000 1.0000
0.500 0.0351 0.02329 0.01470 0.0035 1.0000 1.0000
0.750 0.0526 0.02332 0.01475 0.0053 1.0000 1.0000
1.000 0.0701 0.02336 0.01483 0.0070 1.0000 1.0000
1.250 0.0876 0.02341 0.01493 0.0088 1.0000 1.0000
1.500 0.1050 0.02348 0.01507 0.0106 1.0000 1.0000
1.750 0.1223 0.02356 0.01522 0.0124 1.0000 1.0000
2.000 0.1396 0.02366 0.01540 0.0141 1.0000 1.0000
2.250 0.1567 0.02377 0.01560 0.0159 1.0000 1.0000
2.500 0.1737 0.02390 0.01585 0.0177 1.0000 1.0000
2.750 0.1906 0.02404 0.01612 0.0195 1.0000 1.0000
3.000 0.2073 0.02421 0.01643 0.0213 1.0000 1.0000
3.250 0.2239 0.02440 0.01678 0.0231 1.0000 1.0000
3.500 0.6109 0.02297 0.01213 -0.0460 0.1287 1.0000
3.750 0.6366 0.02409 0.01310 -0.0456 0.1182 1.0000
4.000 0.6631 0.02499 0.01414 -0.0450 0.1112 1.0000
4.250 0.6912 0.02638 0.01539 -0.0452 0.1045 1.0000
4.500 0.7162 0.02729 0.01659 -0.0442 0.0997 1.0000
4.750 0.7426 0.02861 0.01814 -0.0436 0.0965 1.0000
5.000 0.7676 0.03005 0.01975 -0.0428 0.0936 1.0000
5.250 0.7916 0.03233 0.02212 -0.0423 0.0900 1.0000
5.500 0.8112 0.03388 0.02418 -0.0400 0.0883 1.0000
5.750 0.8300 0.03624 0.02701 -0.0378 0.0880 1.0000
6.000 0.8450 0.03874 0.02999 -0.0349 0.0872 1.0000
6.250 0.8568 0.04139 0.03313 -0.0315 0.0860 1.0000
6.500 0.8663 0.04480 0.03694 -0.0280 0.0874 1.0000
6.750 0.8764 0.04899 0.04130 -0.0253 0.0895 1.0000
7.500 0.8201 0.07194 0.06677 -0.0059 0.1710 1.0000
7.750 0.8499 0.07605 0.07064 -0.0054 0.1641 1.0000
8.000 0.8018 0.07818 0.07314 0.0015 0.1582 1.0000
8.250 0.7966 0.08093 0.07592 0.0049 0.1526 1.0000
8.500 0.8384 0.08737 0.08211 0.0038 0.1484 1.0000
8.750 0.7797 0.08853 0.08354 0.0110 0.1470 1.0000
9.000 0.7346 0.09073 0.08576 0.0165 0.1453 1.0000
9.250 0.7004 0.09400 0.08900 0.0189 0.1434 1.0000
9.500 0.6783 0.09804 0.09300 0.0190 0.1405 1.0000
9.750 0.6912 0.10055 0.09553 0.0220 0.1359 1.0000
10.000 0.7094 0.10528 0.10024 0.0248 0.1331 1.0000
10.250 0.6639 0.11013 0.10500 0.0208 0.1322 1.0000
10.500 0.6341 0.11462 0.10938 0.0171 0.1283 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 0010-66 (naca001066-il)