XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: NACA 0010-65 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 ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -10.000 -0.5652 0.11425 0.10659 -0.0044 1.0000 0.3264 -9.750 -0.5636 0.11101 0.10337 -0.0035 1.0000 0.3420 -9.500 -0.5706 0.10836 0.10077 -0.0024 1.0000 0.3595 -9.250 -0.5645 0.10479 0.09723 -0.0010 1.0000 0.3782 -9.000 -0.5590 0.10213 0.09457 0.0013 1.0000 0.4049 -8.750 -0.5390 0.09839 0.09080 0.0032 1.0000 0.4306 -8.000 -0.5152 0.08923 0.08168 0.0088 1.0000 0.5043 -7.750 -0.5045 0.08630 0.07874 0.0109 1.0000 0.5334 -7.250 -0.7585 0.06427 0.05667 -0.0056 1.0000 0.2033 -7.000 -0.7670 0.05849 0.05030 -0.0029 1.0000 0.1724 -6.750 -0.7685 0.05421 0.04546 0.0007 1.0000 0.1598 -6.500 -0.7625 0.05073 0.04165 0.0037 1.0000 0.1570 -6.250 -0.7554 0.04747 0.03795 0.0068 1.0000 0.1549 -6.000 -0.7467 0.04427 0.03411 0.0101 1.0000 0.1514 -5.750 -0.7341 0.04176 0.03085 0.0134 1.0000 0.1488 -5.500 -0.7164 0.03916 0.02782 0.0155 1.0000 0.1490 -5.250 -0.6957 0.03662 0.02529 0.0165 1.0000 0.1540 -5.000 -0.6748 0.03466 0.02300 0.0181 1.0000 0.1589 -4.750 -0.6509 0.03272 0.02061 0.0195 1.0000 0.1624 -4.500 -0.6235 0.03072 0.01846 0.0199 1.0000 0.1680 -4.250 -0.5961 0.02923 0.01676 0.0205 1.0000 0.1800 -4.000 -0.1965 0.02624 0.01609 -0.0360 1.0000 1.0000 -3.750 -0.1840 0.02578 0.01542 -0.0342 1.0000 1.0000 -3.500 -0.1714 0.02538 0.01482 -0.0324 1.0000 1.0000 -3.250 -0.1587 0.02502 0.01430 -0.0304 1.0000 1.0000 -3.000 -0.1461 0.02471 0.01384 -0.0284 1.0000 1.0000 -2.750 -0.1335 0.02443 0.01342 -0.0263 1.0000 1.0000 -2.500 -0.1210 0.02418 0.01306 -0.0241 1.0000 1.0000 -2.250 -0.1086 0.02397 0.01275 -0.0219 1.0000 1.0000 -2.000 -0.0963 0.02378 0.01247 -0.0196 1.0000 1.0000 -1.750 -0.0840 0.02362 0.01223 -0.0172 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0719 0.02349 0.01202 -0.0148 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0598 0.02337 0.01185 -0.0124 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0477 0.02328 0.01172 -0.0100 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0358 0.02321 0.01162 -0.0075 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0238 0.02316 0.01154 -0.0050 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0119 0.02313 0.01149 -0.0025 1.0000 1.0000 0.000 0.0000 0.02312 0.01148 0.0000 1.0000 1.0000 0.250 0.0119 0.02313 0.01149 0.0025 1.0000 1.0000 0.500 0.0238 0.02316 0.01154 0.0050 1.0000 1.0000 0.750 0.0358 0.02321 0.01161 0.0075 1.0000 1.0000 1.000 0.0478 0.02328 0.01172 0.0100 1.0000 1.0000 1.250 0.0598 0.02337 0.01185 0.0124 1.0000 1.0000 1.500 0.0719 0.02348 0.01202 0.0148 1.0000 1.0000 1.750 0.0840 0.02362 0.01223 0.0172 1.0000 1.0000 2.000 0.0963 0.02378 0.01246 0.0196 1.0000 1.0000 2.250 0.1086 0.02396 0.01274 0.0219 1.0000 1.0000 2.500 0.1210 0.02417 0.01305 0.0241 1.0000 1.0000 2.750 0.1335 0.02442 0.01341 0.0263 1.0000 1.0000 3.000 0.1461 0.02469 0.01383 0.0284 1.0000 1.0000 3.250 0.1588 0.02501 0.01429 0.0304 1.0000 1.0000 3.500 0.1714 0.02536 0.01481 0.0324 1.0000 1.0000 3.750 0.1841 0.02576 0.01540 0.0342 1.0000 1.0000 4.000 0.1966 0.02622 0.01607 0.0360 1.0000 1.0000 4.250 0.5960 0.02922 0.01676 -0.0205 0.1800 1.0000 4.500 0.6234 0.03072 0.01845 -0.0199 0.1680 1.0000 4.750 0.6509 0.03272 0.02060 -0.0195 0.1624 1.0000 5.000 0.6747 0.03465 0.02300 -0.0181 0.1589 1.0000 5.250 0.6956 0.03662 0.02529 -0.0165 0.1540 1.0000 5.500 0.7164 0.03915 0.02781 -0.0155 0.1490 1.0000 5.750 0.7340 0.04175 0.03085 -0.0134 0.1488 1.0000 6.000 0.7466 0.04426 0.03410 -0.0101 0.1514 1.0000 6.250 0.7553 0.04747 0.03795 -0.0068 0.1549 1.0000 6.500 0.7625 0.05073 0.04164 -0.0037 0.1570 1.0000 6.750 0.7685 0.05420 0.04545 -0.0007 0.1598 1.0000 7.000 0.7670 0.05848 0.05029 0.0029 0.1724 1.0000 8.000 0.5158 0.08922 0.08167 -0.0089 0.5043 1.0000 8.250 0.5388 0.09317 0.08567 -0.0081 0.4834 1.0000 8.750 0.5396 0.09838 0.09079 -0.0032 0.4305 1.0000 9.000 0.5587 0.10207 0.09451 -0.0014 0.4048 1.0000 9.250 0.5681 0.10494 0.09739 0.0009 0.3777 1.0000 9.500 0.5703 0.10830 0.10070 0.0023 0.3593 1.0000 9.750 0.5639 0.11098 0.10334 0.0034 0.3417 1.0000