XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: NACA 0010-64 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -8.750 -0.5822 0.10163 0.09421 0.0153 1.0000 0.4129 -8.500 -0.5567 0.09678 0.08929 0.0155 1.0000 0.4240 -8.250 -0.7479 0.07124 0.06380 -0.0183 1.0000 0.1871 -8.000 -0.7457 0.06458 0.05690 -0.0184 1.0000 0.1668 -7.750 -0.7599 0.05899 0.05073 -0.0167 1.0000 0.1548 -7.500 -0.7546 0.05495 0.04646 -0.0149 1.0000 0.1529 -7.250 -0.7494 0.05118 0.04235 -0.0127 1.0000 0.1515 -7.000 -0.7423 0.04753 0.03828 -0.0104 1.0000 0.1496 -6.750 -0.7332 0.04402 0.03426 -0.0079 1.0000 0.1472 -6.500 -0.7199 0.04095 0.03070 -0.0057 1.0000 0.1466 -6.250 -0.7037 0.03852 0.02794 -0.0038 1.0000 0.1502 -6.000 -0.6864 0.03622 0.02519 -0.0018 1.0000 0.1541 -5.750 -0.6665 0.03403 0.02247 0.0000 1.0000 0.1568 -5.500 -0.6421 0.03169 0.02012 0.0008 1.0000 0.1617 -5.250 -0.6191 0.03005 0.01813 0.0021 1.0000 0.1707 -5.000 -0.5933 0.02828 0.01640 0.0028 1.0000 0.1829 -4.750 -0.5638 0.02653 0.01465 0.0032 1.0000 0.1983 -4.500 -0.5349 0.02484 0.01316 0.0035 1.0000 0.2280 -4.250 -0.5102 0.02274 0.01155 0.0045 1.0000 0.2905 -4.000 -0.5062 0.01953 0.01148 0.0125 1.0000 0.6875 -3.750 -0.2090 0.02554 0.01563 -0.0198 1.0000 0.9782 -3.500 -0.1432 0.02418 0.01388 -0.0291 1.0000 1.0000 -3.250 -0.1291 0.02348 0.01307 -0.0284 1.0000 1.0000 -3.000 -0.1151 0.02288 0.01233 -0.0276 1.0000 1.0000 -2.750 -0.1013 0.02234 0.01171 -0.0265 1.0000 1.0000 -2.500 -0.0880 0.02188 0.01117 -0.0252 1.0000 1.0000 -2.250 -0.0753 0.02147 0.01070 -0.0237 1.0000 1.0000 -2.000 -0.0635 0.02113 0.01030 -0.0219 1.0000 1.0000 -1.750 -0.0527 0.02083 0.00996 -0.0199 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0428 0.02059 0.00969 -0.0176 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0338 0.02038 0.00947 -0.0151 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0256 0.02022 0.00929 -0.0124 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0183 0.02010 0.00917 -0.0095 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0117 0.02002 0.00907 -0.0064 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0057 0.01997 0.00902 -0.0032 1.0000 1.0000 0.000 0.0000 0.01995 0.00900 0.0000 1.0000 1.0000 0.250 0.0057 0.01997 0.00902 0.0032 1.0000 1.0000 0.500 0.0117 0.02002 0.00907 0.0064 1.0000 1.0000 0.750 0.0183 0.02010 0.00916 0.0095 1.0000 1.0000 1.000 0.0256 0.02022 0.00929 0.0124 1.0000 1.0000 1.250 0.0338 0.02038 0.00946 0.0151 1.0000 1.0000 1.500 0.0428 0.02058 0.00968 0.0176 1.0000 1.0000 1.750 0.0527 0.02083 0.00996 0.0198 1.0000 1.0000 2.000 0.0635 0.02112 0.01030 0.0219 1.0000 1.0000 2.250 0.0754 0.02147 0.01069 0.0237 1.0000 1.0000 2.500 0.0881 0.02187 0.01116 0.0252 1.0000 1.0000 2.750 0.1014 0.02233 0.01170 0.0265 1.0000 1.0000 3.000 0.1152 0.02287 0.01232 0.0275 1.0000 1.0000 3.250 0.1293 0.02347 0.01305 0.0284 1.0000 1.0000 3.500 0.1434 0.02417 0.01387 0.0291 1.0000 1.0000 3.750 0.2090 0.02553 0.01561 0.0198 0.9782 1.0000 4.000 0.5055 0.01957 0.01155 -0.0126 0.6955 1.0000 4.250 0.5102 0.02273 0.01155 -0.0045 0.2906 1.0000 4.500 0.5348 0.02484 0.01315 -0.0035 0.2280 1.0000 4.750 0.5638 0.02653 0.01465 -0.0032 0.1983 1.0000 5.000 0.5932 0.02827 0.01640 -0.0028 0.1829 1.0000 5.250 0.6190 0.03005 0.01813 -0.0021 0.1707 1.0000 5.500 0.6421 0.03169 0.02012 -0.0008 0.1617 1.0000 5.750 0.6664 0.03403 0.02247 0.0000 0.1568 1.0000 6.000 0.6864 0.03622 0.02518 0.0018 0.1541 1.0000 6.250 0.7036 0.03852 0.02794 0.0038 0.1502 1.0000 6.500 0.7198 0.04095 0.03070 0.0057 0.1466 1.0000 6.750 0.7331 0.04402 0.03426 0.0079 0.1472 1.0000 7.000 0.7423 0.04753 0.03828 0.0104 0.1496 1.0000 7.250 0.7493 0.05118 0.04234 0.0127 0.1515 1.0000 7.500 0.7545 0.05495 0.04645 0.0149 0.1529 1.0000 7.750 0.7599 0.05899 0.05073 0.0167 0.1548 1.0000 8.000 0.7457 0.06459 0.05690 0.0184 0.1668 1.0000 8.250 0.6524 0.06116 0.05424 0.0235 0.1835 1.0000 8.500 0.5636 0.09726 0.08979 -0.0159 0.4260 1.0000