NACA M16 AIRFOIL (m16-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA M16 AIRFOIL (m16-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 38.95 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-m16-il-50000.txt Download as CSV file: xf-m16-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA M16 AIRFOIL
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.500 -0.5163 0.13160 0.12525 0.0219 1.0000 0.0924
-9.250 -0.5185 0.13069 0.12443 0.0181 1.0000 0.0934
-9.000 -0.5224 0.12998 0.12385 0.0136 1.0000 0.0939
-8.750 -0.4966 0.11973 0.11351 0.0181 1.0000 0.0988
-8.500 -0.4906 0.11635 0.11017 0.0166 1.0000 0.1027
-8.250 -0.4890 0.11410 0.10799 0.0134 1.0000 0.1061
-8.000 -0.4919 0.11314 0.10712 0.0078 1.0000 0.1075
-7.750 -0.4794 0.10685 0.10088 0.0092 1.0000 0.1105
-7.500 -0.4697 0.10274 0.09679 0.0086 1.0000 0.1158
-7.250 -0.4641 0.10066 0.09475 0.0027 1.0000 0.1207
-7.000 -0.4545 0.09609 0.09023 0.0012 1.0000 0.1244
-6.750 -0.4433 0.09246 0.08662 -0.0006 1.0000 0.1331
-6.250 -0.4186 0.08559 0.07977 -0.0073 1.0000 0.1484
-6.000 -0.4058 0.08100 0.07519 -0.0081 1.0000 0.1546
-5.500 -0.3700 0.07556 0.06960 -0.0176 1.0000 0.1781
-5.250 -0.3529 0.07189 0.06591 -0.0195 1.0000 0.1920
-5.000 -0.3375 0.06749 0.06156 -0.0202 1.0000 0.2065
-4.750 -0.3248 0.06298 0.05716 -0.0191 1.0000 0.2247
-4.500 -0.3104 0.05966 0.05387 -0.0200 1.0000 0.2519
-4.250 -0.2999 0.05653 0.05080 -0.0197 1.0000 0.2809
-4.000 -0.2981 0.05412 0.04846 -0.0178 1.0000 0.3085
-3.750 -0.3023 0.05205 0.04647 -0.0146 1.0000 0.3375
-3.000 -0.3147 0.04475 0.03943 -0.0020 1.0000 0.4669
-2.750 -0.3125 0.04209 0.03683 0.0014 1.0000 0.5087
-2.500 -0.3076 0.03942 0.03422 0.0046 1.0000 0.5505
-2.250 -0.2978 0.03686 0.03169 0.0066 1.0000 0.5900
-2.000 -0.2666 0.03399 0.02876 0.0041 0.9957 0.6204
-1.750 -0.1803 0.03142 0.02559 -0.0129 0.9842 0.5984
-1.500 -0.0231 0.03412 0.02598 -0.0435 0.9688 0.3017
-1.250 0.0430 0.03319 0.02406 -0.0497 0.9572 0.2189
-1.000 0.0939 0.03164 0.02197 -0.0536 0.9462 0.1889
-0.750 0.1442 0.03034 0.02017 -0.0575 0.9354 0.1740
-0.500 0.1981 0.02916 0.01852 -0.0620 0.9255 0.1660
-0.250 0.2459 0.02828 0.01736 -0.0653 0.9146 0.1679
0.000 0.2874 0.02787 0.01667 -0.0676 0.9025 0.1784
0.250 0.3257 0.02734 0.01609 -0.0693 0.8907 0.1858
0.500 0.3598 0.02701 0.01571 -0.0702 0.8790 0.1967
0.750 0.3907 0.02677 0.01549 -0.0706 0.8675 0.2188
1.000 0.4194 0.02557 0.01520 -0.0708 0.8572 0.3682
1.250 0.4718 0.02501 0.01490 -0.0742 0.8450 1.0000
1.500 0.4955 0.02577 0.01546 -0.0737 0.8323 1.0000
1.750 0.5184 0.02658 0.01614 -0.0732 0.8199 1.0000
2.000 0.5413 0.02741 0.01688 -0.0727 0.8078 1.0000
2.250 0.5645 0.02825 0.01769 -0.0722 0.7962 1.0000
2.500 0.5891 0.02904 0.01842 -0.0717 0.7852 1.0000
2.750 0.6121 0.02990 0.01927 -0.0711 0.7738 1.0000
3.000 0.6317 0.03101 0.02040 -0.0706 0.7618 1.0000
3.250 0.6517 0.03213 0.02155 -0.0701 0.7501 1.0000
3.500 0.6726 0.03325 0.02277 -0.0696 0.7391 1.0000
3.750 0.6966 0.03415 0.02374 -0.0689 0.7290 1.0000
4.000 0.7168 0.03537 0.02505 -0.0685 0.7179 1.0000
4.250 0.7338 0.03686 0.02664 -0.0681 0.7061 1.0000
4.500 0.7514 0.03839 0.02829 -0.0677 0.6950 1.0000
4.750 0.7724 0.03966 0.02975 -0.0671 0.6845 1.0000
5.000 0.7954 0.04078 0.03105 -0.0665 0.6745 1.0000
5.250 0.8084 0.04277 0.03320 -0.0662 0.6625 1.0000
5.500 0.8216 0.04480 0.03540 -0.0659 0.6510 1.0000
5.750 0.8373 0.04663 0.03743 -0.0654 0.6399 1.0000
6.000 0.8596 0.04794 0.03900 -0.0646 0.6293 1.0000
6.250 0.8820 0.04896 0.04038 -0.0632 0.6163 1.0000
6.500 0.9482 0.02904 0.02054 -0.0350 0.5116 1.0000
6.750 0.9613 0.02468 0.01565 -0.0259 0.3350 1.0000
7.000 0.9590 0.02880 0.01783 -0.0239 0.1380 1.0000
7.250 0.9664 0.03174 0.02055 -0.0225 0.1134 1.0000
7.500 0.9758 0.03411 0.02289 -0.0208 0.1026 1.0000
7.750 0.9876 0.03618 0.02496 -0.0187 0.0960 1.0000
8.000 1.0088 0.03798 0.02678 -0.0163 0.0914 1.0000
8.250 1.0398 0.03981 0.02870 -0.0144 0.0866 1.0000
8.500 1.0737 0.04289 0.03157 -0.0135 0.0809 1.0000
8.750 1.1015 0.04584 0.03488 -0.0124 0.0799 1.0000
9.000 1.1273 0.04956 0.03900 -0.0115 0.0803 1.0000
9.250 1.1504 0.05398 0.04374 -0.0107 0.0813 1.0000
9.500 1.1591 0.05682 0.04749 -0.0088 0.0840 1.0000
9.750 1.1620 0.06133 0.05271 -0.0074 0.0873 1.0000
10.000 1.1644 0.06624 0.05805 -0.0064 0.0903 1.0000
10.250 1.1690 0.07156 0.06362 -0.0057 0.0927 1.0000
10.500 1.1622 0.07602 0.06849 -0.0049 0.0952 1.0000
10.750 1.1270 0.08023 0.07317 -0.0045 0.0971 1.0000
11.000 1.0954 0.08518 0.07832 -0.0057 0.0981 1.0000
11.250 1.0632 0.09146 0.08473 -0.0092 0.0986 1.0000
11.500 1.0290 0.09943 0.09278 -0.0148 0.0992 1.0000
11.750 0.9944 0.10946 0.10282 -0.0222 0.1008 1.0000
12.000 0.9769 0.11852 0.11179 -0.0273 0.1043 1.0000
12.250 0.9496 0.13124 0.12443 -0.0364 0.1110 1.0000
12.500 0.7928 0.12374 0.11722 -0.0188 0.1047 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA M16 AIRFOIL (m16-il)