NACA 0010-66 (naca001066-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 0010-66 (naca001066-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 33.86 at α=4.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca001066-il-200000.txt Download as CSV file: xf-naca001066-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.250 -0.5771 0.09616 0.09277 -0.0248 1.0000 0.0746
-10.000 -0.7307 0.08924 0.08567 -0.0292 1.0000 0.0663
-9.750 -0.7484 0.08581 0.08223 -0.0272 1.0000 0.0668
-9.500 -0.7717 0.08269 0.07908 -0.0237 1.0000 0.0672
-9.250 -0.7979 0.08015 0.07651 -0.0184 1.0000 0.0674
-9.000 -0.8164 0.07746 0.07377 -0.0137 1.0000 0.0681
-8.750 -0.8304 0.07448 0.07072 -0.0096 1.0000 0.0692
-8.500 -0.8438 0.07128 0.06742 -0.0053 1.0000 0.0707
-8.250 -0.8585 0.06782 0.06378 -0.0006 1.0000 0.0730
-8.000 -0.8963 0.06764 0.06282 0.0100 1.0000 0.0766
-7.750 -0.9251 0.04906 0.04369 0.0174 1.0000 0.0500
-7.500 -0.9283 0.04493 0.03922 0.0225 1.0000 0.0490
-7.250 -0.9280 0.04125 0.03512 0.0274 1.0000 0.0490
-7.000 -0.9237 0.03773 0.03114 0.0319 1.0000 0.0489
-6.750 -0.9149 0.03455 0.02748 0.0358 1.0000 0.0489
-6.500 -0.9014 0.03207 0.02454 0.0389 1.0000 0.0496
-6.250 -0.8852 0.03071 0.02278 0.0416 1.0000 0.0514
-6.000 -0.8674 0.02864 0.02031 0.0437 1.0000 0.0527
-5.750 -0.8448 0.02640 0.01788 0.0447 1.0000 0.0542
-5.500 -0.8231 0.02538 0.01679 0.0458 1.0000 0.0564
-5.250 -0.8010 0.02454 0.01582 0.0469 1.0000 0.0590
-5.000 -0.7772 0.02356 0.01467 0.0478 1.0000 0.0609
-4.750 -0.7532 0.02273 0.01368 0.0488 1.0000 0.0627
-4.500 -0.7283 0.02164 0.01250 0.0493 1.0000 0.0654
-4.250 -0.7050 0.02083 0.01171 0.0501 1.0000 0.0684
-4.000 -0.6823 0.02021 0.01108 0.0512 1.0000 0.0714
-3.750 -0.6600 0.01967 0.01049 0.0523 1.0000 0.0747
-3.500 -0.6387 0.01899 0.00983 0.0536 1.0000 0.0797
-3.250 -0.6176 0.01855 0.00940 0.0549 1.0000 0.0866
-3.000 -0.5973 0.01797 0.00889 0.0565 1.0000 0.0966
-2.750 -0.5773 0.01737 0.00842 0.0580 1.0000 0.1213
-2.500 -0.5588 0.01658 0.00807 0.0598 1.0000 0.1883
-2.250 -0.4425 0.01633 0.01106 0.0420 1.0000 0.9079
-2.000 -0.2317 0.02087 0.01521 0.0057 1.0000 0.9839
-1.750 -0.1224 0.02110 0.01525 -0.0123 1.0000 1.0000
-1.500 -0.1050 0.02102 0.01512 -0.0105 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0877 0.02096 0.01501 -0.0088 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0702 0.02090 0.01492 -0.0070 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0527 0.02086 0.01485 -0.0053 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0351 0.02083 0.01481 -0.0035 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0176 0.02082 0.01478 -0.0018 1.0000 1.0000
0.000 0.0000 0.02081 0.01477 0.0000 1.0000 1.0000
0.250 0.0176 0.02082 0.01477 0.0018 1.0000 1.0000
0.500 0.0351 0.02083 0.01480 0.0035 1.0000 1.0000
0.750 0.0527 0.02086 0.01485 0.0053 1.0000 1.0000
1.000 0.0702 0.02090 0.01491 0.0070 1.0000 1.0000
1.250 0.0877 0.02095 0.01500 0.0088 1.0000 1.0000
1.500 0.1050 0.02101 0.01511 0.0105 1.0000 1.0000
1.750 0.1224 0.02109 0.01524 0.0123 1.0000 1.0000
2.000 0.2307 0.02087 0.01521 -0.0055 0.9841 1.0000
2.250 0.4424 0.01632 0.01105 -0.0420 0.9079 1.0000
2.500 0.5588 0.01658 0.00807 -0.0597 0.1886 1.0000
2.750 0.5772 0.01736 0.00842 -0.0580 0.1213 1.0000
3.000 0.5972 0.01797 0.00889 -0.0564 0.0966 1.0000
3.250 0.6175 0.01854 0.00940 -0.0549 0.0866 1.0000
3.500 0.6386 0.01898 0.00982 -0.0536 0.0797 1.0000
3.750 0.6599 0.01967 0.01048 -0.0523 0.0747 1.0000
4.000 0.6822 0.02021 0.01107 -0.0512 0.0714 1.0000
4.250 0.7049 0.02082 0.01170 -0.0501 0.0684 1.0000
4.500 0.7282 0.02164 0.01250 -0.0493 0.0653 1.0000
4.750 0.7531 0.02273 0.01368 -0.0487 0.0627 1.0000
5.000 0.7770 0.02355 0.01466 -0.0478 0.0609 1.0000
5.250 0.8009 0.02453 0.01581 -0.0469 0.0590 1.0000
5.500 0.8230 0.02538 0.01678 -0.0457 0.0564 1.0000
5.750 0.8446 0.02639 0.01787 -0.0446 0.0542 1.0000
6.000 0.8673 0.02863 0.02030 -0.0437 0.0527 1.0000
6.250 0.8851 0.03073 0.02280 -0.0416 0.0514 1.0000
6.500 0.9013 0.03206 0.02453 -0.0389 0.0497 1.0000
6.750 0.9148 0.03454 0.02747 -0.0358 0.0489 1.0000
7.000 0.9236 0.03773 0.03113 -0.0319 0.0489 1.0000
7.250 0.9279 0.04124 0.03511 -0.0274 0.0490 1.0000
7.500 0.9283 0.04493 0.03922 -0.0225 0.0490 1.0000
7.750 0.9251 0.04906 0.04369 -0.0174 0.0500 1.0000
8.000 0.8963 0.06763 0.06282 -0.0100 0.0766 1.0000
8.250 0.8587 0.06781 0.06377 0.0005 0.0730 1.0000
8.500 0.8439 0.07127 0.06741 0.0053 0.0706 1.0000
8.750 0.8304 0.07448 0.07072 0.0096 0.0692 1.0000
9.000 0.8165 0.07746 0.07377 0.0137 0.0681 1.0000
9.250 0.7985 0.08014 0.07650 0.0183 0.0674 1.0000
9.500 0.7723 0.08268 0.07907 0.0236 0.0671 1.0000
9.750 0.7498 0.08572 0.08214 0.0272 0.0667 1.0000
10.000 0.7321 0.08913 0.08556 0.0293 0.0662 1.0000
10.250 0.7739 0.09381 0.09005 0.0299 0.0637 1.0000
10.500 0.7458 0.09684 0.09314 0.0335 0.0637 1.0000
10.750 0.7189 0.10085 0.09720 0.0347 0.0637 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 0010-66 (naca001066-il)