MRC-16 (mrc-16-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: MRC-16 (mrc-16-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 23.07 at α=12° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-mrc-16-il-50000.txt Download as CSV file: xf-mrc-16-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: MRC-16
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.3291 0.10714 0.10050 -0.0293 1.0000 0.3002
-8.750 -0.3561 0.10707 0.10062 -0.0275 1.0000 0.3112
-8.500 -0.3460 0.10383 0.09741 -0.0253 1.0000 0.3261
-8.250 -0.3390 0.10086 0.09449 -0.0230 1.0000 0.3400
-8.000 -0.3386 0.09837 0.09208 -0.0205 1.0000 0.3522
-7.750 -0.3491 0.09662 0.09044 -0.0176 1.0000 0.3644
-7.250 -0.3934 0.09535 0.08946 -0.0093 1.0000 0.3911
-7.000 -0.3765 0.09165 0.08576 -0.0074 1.0000 0.4037
-6.750 -0.3811 0.08952 0.08372 -0.0042 1.0000 0.4161
-6.500 -0.3905 0.08783 0.08211 -0.0005 1.0000 0.4312
-6.250 -0.3995 0.08615 0.08052 0.0034 1.0000 0.4476
-6.000 -0.5733 0.06944 0.06340 -0.0228 1.0000 0.2004
-5.750 -0.5699 0.06010 0.05342 -0.0258 1.0000 0.1567
-5.500 -0.5599 0.05610 0.04909 -0.0254 1.0000 0.1494
-5.250 -0.5492 0.05112 0.04302 -0.0256 1.0000 0.1388
-5.000 -0.5326 0.04785 0.03952 -0.0250 1.0000 0.1373
-4.750 -0.5145 0.04486 0.03614 -0.0245 1.0000 0.1358
-4.500 -0.4950 0.04238 0.03310 -0.0240 1.0000 0.1371
-4.250 -0.4744 0.04016 0.03041 -0.0235 1.0000 0.1402
-4.000 -0.4537 0.03831 0.02844 -0.0229 1.0000 0.1440
-3.750 -0.4319 0.03681 0.02663 -0.0223 1.0000 0.1498
-3.500 -0.4098 0.03542 0.02497 -0.0218 1.0000 0.1578
-3.250 -0.3874 0.03433 0.02368 -0.0212 1.0000 0.1676
-3.000 -0.3653 0.03333 0.02264 -0.0207 1.0000 0.1822
-2.750 -0.3422 0.03245 0.02173 -0.0202 1.0000 0.2015
-2.500 -0.3189 0.03161 0.02106 -0.0197 1.0000 0.2329
-2.250 -0.2938 0.03045 0.02046 -0.0197 1.0000 0.3016
-2.000 -0.2325 0.02854 0.02155 -0.0190 1.0000 1.0000
-1.750 -0.2249 0.02863 0.02123 -0.0175 1.0000 1.0000
-1.500 -0.1805 0.02958 0.02163 -0.0225 0.9889 1.0000
-1.250 -0.1408 0.03052 0.02210 -0.0265 0.9779 1.0000
-1.000 -0.1021 0.03147 0.02268 -0.0302 0.9667 1.0000
-0.500 -0.0320 0.03326 0.02386 -0.0359 0.9442 1.0000
-0.250 -0.0022 0.03410 0.02446 -0.0377 0.9329 1.0000
0.000 0.0326 0.03506 0.02518 -0.0403 0.9217 1.0000
0.250 0.0695 0.03604 0.02595 -0.0431 0.9107 1.0000
0.500 0.0919 0.03680 0.02656 -0.0435 0.8988 1.0000
0.750 0.1193 0.03770 0.02730 -0.0446 0.8874 1.0000
1.000 0.1543 0.03869 0.02813 -0.0470 0.8763 1.0000
1.250 0.1830 0.03958 0.02891 -0.0482 0.8648 1.0000
1.500 0.2033 0.04047 0.02970 -0.0481 0.8529 1.0000
1.750 0.2299 0.04143 0.03056 -0.0490 0.8414 1.0000
2.000 0.2664 0.04241 0.03144 -0.0513 0.8305 1.0000
2.250 0.2876 0.04334 0.03231 -0.0513 0.8185 1.0000
2.500 0.3057 0.04436 0.03329 -0.0509 0.8066 1.0000
2.750 0.3310 0.04538 0.03425 -0.0514 0.7950 1.0000
3.000 0.3682 0.04629 0.03512 -0.0534 0.7842 1.0000
3.250 0.3854 0.04735 0.03616 -0.0529 0.7719 1.0000
3.500 0.4006 0.04854 0.03734 -0.0521 0.7599 1.0000
3.750 0.4233 0.04964 0.03843 -0.0523 0.7480 1.0000
4.000 0.4573 0.05052 0.03931 -0.0536 0.7370 1.0000
4.250 0.4780 0.05162 0.04042 -0.0534 0.7248 1.0000
4.500 0.4893 0.05305 0.04187 -0.0523 0.7124 1.0000
4.750 0.5075 0.05432 0.04315 -0.0519 0.7002 1.0000
5.000 0.5342 0.05536 0.04422 -0.0522 0.6886 1.0000
5.250 0.5681 0.05606 0.04500 -0.0530 0.6771 1.0000
5.500 0.5741 0.05782 0.04678 -0.0516 0.6641 1.0000
5.750 0.5858 0.05944 0.04844 -0.0507 0.6515 1.0000
6.000 0.6037 0.06084 0.04989 -0.0503 0.6393 1.0000
6.250 0.6326 0.06172 0.05084 -0.0504 0.6277 1.0000
6.500 0.6589 0.06263 0.05185 -0.0503 0.6155 1.0000
6.750 0.6609 0.06491 0.05418 -0.0490 0.6025 1.0000
7.000 0.6698 0.06686 0.05619 -0.0481 0.5896 1.0000
7.250 0.6844 0.06858 0.05798 -0.0475 0.5775 1.0000
7.500 0.7099 0.06953 0.05905 -0.0471 0.5652 1.0000
7.750 0.7397 0.07015 0.05979 -0.0469 0.5533 1.0000
8.000 0.7359 0.07314 0.06283 -0.0457 0.5401 1.0000
8.250 0.7373 0.07588 0.06563 -0.0448 0.5275 1.0000
8.500 0.7474 0.07804 0.06788 -0.0441 0.5153 1.0000
8.750 0.7680 0.07932 0.06929 -0.0434 0.5028 1.0000
9.000 0.8114 0.07853 0.06869 -0.0427 0.4908 1.0000
9.250 0.7927 0.08325 0.07343 -0.0420 0.4779 1.0000
9.500 0.7836 0.08732 0.07754 -0.0416 0.4664 1.0000
9.750 0.7925 0.08974 0.08006 -0.0410 0.4543 1.0000
10.000 0.8127 0.09105 0.08151 -0.0402 0.4419 1.0000
10.250 0.8460 0.09084 0.08148 -0.0389 0.4289 1.0000
10.500 0.8120 0.09786 0.08849 -0.0395 0.4187 1.0000
10.750 0.8117 0.10147 0.09218 -0.0394 0.4080 1.0000
11.000 0.8275 0.10324 0.09407 -0.0386 0.3955 1.0000
11.250 0.8515 0.10400 0.09500 -0.0374 0.3823 1.0000
11.500 0.8174 0.11176 0.10272 -0.0392 0.3756 1.0000
11.750 0.8265 0.11437 0.10546 -0.0388 0.3637 1.0000
12.000 1.2718 0.05513 0.04734 -0.0200 0.2949 1.0000
12.250 1.2057 0.06320 0.05562 -0.0162 0.2958 1.0000
12.500 1.1449 0.07290 0.06534 -0.0155 0.2937 1.0000
12.750 0.8458 0.12748 0.11894 -0.0386 0.3209 1.0000
13.000 0.8239 0.13451 0.12596 -0.0411 0.3176 1.0000
13.250 1.2711 0.06338 0.05567 -0.0072 0.2112 1.0000
13.500 1.2946 0.06348 0.05549 -0.0055 0.1884 1.0000
13.750 1.2613 0.06879 0.06112 -0.0036 0.1856 1.0000
14.000 1.2338 0.07413 0.06667 -0.0028 0.1812 1.0000
14.250 1.1747 0.08449 0.07729 -0.0045 0.1871 1.0000
14.500 1.1228 0.09575 0.08865 -0.0078 0.1898 1.0000
14.750 1.1343 0.09662 0.08954 -0.0062 0.1757 1.0000
15.000 1.2008 0.08965 0.08239 -0.0007 0.1485 1.0000
15.250 0.5641 0.15929 0.15166 -0.0308 0.3398 1.0000
15.500 0.5583 0.16087 0.15329 -0.0314 0.3333 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to MRC-16 (mrc-16-il)