Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

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
<< Back to MRC-16 (mrc-16-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to MRC-16 (mrc-16-il)