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

NACA 0010-66 (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
<< Back to NACA 0010-66 (naca001066-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 0010-66 (naca001066-il)