NACA 0010-66 (naca001066-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 0010-66 (naca001066-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 21.89 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca001066-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-naca001066-il-50000-n5.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.6690 0.10438 0.09692 -0.0297 1.0000 0.0648
-10.500 -0.6861 0.09802 0.09062 -0.0325 1.0000 0.0641
-10.250 -0.7083 0.09210 0.08471 -0.0338 1.0000 0.0634
-10.000 -0.7349 0.08702 0.07963 -0.0328 1.0000 0.0626
-9.750 -0.7644 0.08283 0.07540 -0.0295 1.0000 0.0619
-9.500 -0.7944 0.07931 0.07182 -0.0245 1.0000 0.0613
-9.250 -0.8164 0.07563 0.06802 -0.0199 1.0000 0.0613
-9.000 -0.8340 0.07202 0.06425 -0.0153 1.0000 0.0615
-8.750 -0.8487 0.06845 0.06047 -0.0107 1.0000 0.0617
-8.500 -0.8605 0.06486 0.05662 -0.0060 1.0000 0.0620
-8.250 -0.8689 0.06135 0.05281 -0.0013 1.0000 0.0625
-8.000 -0.8737 0.05808 0.04921 0.0031 1.0000 0.0635
-7.750 -0.8758 0.05503 0.04577 0.0074 1.0000 0.0655
-7.500 -0.8766 0.05189 0.04212 0.0119 1.0000 0.0676
-7.250 -0.8741 0.04875 0.03837 0.0162 1.0000 0.0693
-7.000 -0.8662 0.04580 0.03489 0.0198 1.0000 0.0704
-6.750 -0.8521 0.04346 0.03236 0.0219 1.0000 0.0721
-6.500 -0.8369 0.04183 0.03057 0.0239 1.0000 0.0755
-6.250 -0.8206 0.03998 0.02830 0.0261 1.0000 0.0794
-6.000 -0.8005 0.03789 0.02570 0.0278 1.0000 0.0820
-5.750 -0.7769 0.03596 0.02338 0.0288 1.0000 0.0843
-5.500 -0.7521 0.03441 0.02173 0.0293 1.0000 0.0873
-5.250 -0.7271 0.03322 0.02035 0.0298 1.0000 0.0927
-5.000 -0.6994 0.03203 0.01888 0.0300 1.0000 0.0994
-4.750 -0.6687 0.03090 0.01771 0.0294 1.0000 0.1057
-4.500 -0.6305 0.02986 0.01647 0.0276 1.0000 0.1145
-4.250 -0.5958 0.02897 0.01546 0.0262 1.0000 0.1279
-4.000 -0.5661 0.02810 0.01470 0.0256 1.0000 0.1501
-3.750 -0.5382 0.02718 0.01395 0.0254 1.0000 0.1844
-3.500 -0.3862 0.02607 0.01616 0.0032 1.0000 0.8559
-3.250 -0.3591 0.02731 0.01703 0.0046 1.0000 0.9363
-3.000 -0.2080 0.02817 0.01700 -0.0209 1.0000 1.0000
-2.750 -0.1912 0.02798 0.01663 -0.0192 1.0000 1.0000
-2.500 -0.1742 0.02781 0.01629 -0.0174 1.0000 1.0000
-2.250 -0.1571 0.02767 0.01600 -0.0157 1.0000 1.0000
-2.000 -0.1399 0.02754 0.01573 -0.0139 1.0000 1.0000
-1.750 -0.1226 0.02744 0.01551 -0.0122 1.0000 1.0000
-1.500 -0.1053 0.02734 0.01532 -0.0104 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0878 0.02727 0.01516 -0.0087 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0703 0.02720 0.01503 -0.0069 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0528 0.02716 0.01493 -0.0052 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0352 0.02712 0.01486 -0.0035 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0176 0.02710 0.01482 -0.0017 1.0000 1.0000
0.000 0.0000 0.02710 0.01480 0.0000 1.0000 1.0000
0.250 0.0176 0.02710 0.01482 0.0017 1.0000 1.0000
0.500 0.0352 0.02712 0.01486 0.0035 1.0000 1.0000
0.750 0.0528 0.02715 0.01493 0.0052 1.0000 1.0000
1.000 0.0703 0.02720 0.01503 0.0069 1.0000 1.0000
1.250 0.0878 0.02726 0.01515 0.0087 1.0000 1.0000
1.500 0.1053 0.02734 0.01532 0.0104 1.0000 1.0000
1.750 0.1227 0.02743 0.01550 0.0122 1.0000 1.0000
2.000 0.1400 0.02753 0.01572 0.0139 1.0000 1.0000
2.250 0.1572 0.02766 0.01599 0.0157 1.0000 1.0000
2.500 0.1742 0.02780 0.01628 0.0174 1.0000 1.0000
2.750 0.1912 0.02797 0.01661 0.0192 1.0000 1.0000
3.000 0.2080 0.02815 0.01699 0.0209 1.0000 1.0000
3.250 0.3592 0.02730 0.01702 -0.0046 0.9363 1.0000
3.500 0.3862 0.02606 0.01615 -0.0032 0.8561 1.0000
3.750 0.5382 0.02718 0.01394 -0.0254 0.1844 1.0000
4.000 0.5661 0.02809 0.01470 -0.0256 0.1501 1.0000
4.250 0.5958 0.02896 0.01546 -0.0262 0.1278 1.0000
4.500 0.6305 0.02985 0.01646 -0.0276 0.1144 1.0000
4.750 0.6686 0.03090 0.01770 -0.0294 0.1057 1.0000
5.000 0.6993 0.03202 0.01888 -0.0299 0.0994 1.0000
5.250 0.7271 0.03321 0.02034 -0.0298 0.0927 1.0000
5.500 0.7520 0.03441 0.02172 -0.0293 0.0873 1.0000
5.750 0.7768 0.03595 0.02337 -0.0288 0.0843 1.0000
6.000 0.8005 0.03788 0.02569 -0.0278 0.0820 1.0000
6.250 0.8205 0.03998 0.02829 -0.0260 0.0794 1.0000
6.500 0.8369 0.04183 0.03056 -0.0239 0.0755 1.0000
6.750 0.8520 0.04345 0.03236 -0.0219 0.0721 1.0000
7.000 0.8661 0.04579 0.03488 -0.0198 0.0704 1.0000
7.250 0.8741 0.04874 0.03836 -0.0162 0.0693 1.0000
7.500 0.8766 0.05188 0.04211 -0.0119 0.0676 1.0000
7.750 0.8758 0.05502 0.04576 -0.0074 0.0655 1.0000
8.000 0.8737 0.05807 0.04920 -0.0031 0.0635 1.0000
8.250 0.8690 0.06134 0.05280 0.0013 0.0625 1.0000
8.500 0.8606 0.06485 0.05661 0.0060 0.0620 1.0000
8.750 0.8488 0.06844 0.06046 0.0107 0.0617 1.0000
9.000 0.8341 0.07202 0.06425 0.0153 0.0615 1.0000
9.250 0.8166 0.07563 0.06801 0.0199 0.0613 1.0000
9.500 0.7946 0.07931 0.07182 0.0244 0.0613 1.0000
9.750 0.7647 0.08283 0.07540 0.0295 0.0619 1.0000
10.000 0.7352 0.08702 0.07962 0.0328 0.0626 1.0000
10.250 0.7087 0.09209 0.08471 0.0337 0.0634 1.0000
10.500 0.6865 0.09801 0.09060 0.0325 0.0641 1.0000
10.750 0.6695 0.10437 0.09690 0.0296 0.0648 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 0010-66 (naca001066-il)