NACA 16-006 (naca16006-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 16-006 (naca16006-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 16.38 at α=3.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca16006-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-naca16006-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 16-006
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.6498 0.13489 0.12779 0.0097 1.0000 0.0825
-10.500 -0.6576 0.13241 0.12540 0.0054 1.0000 0.0849
-10.250 -0.6652 0.12962 0.12270 0.0012 1.0000 0.0855
-10.000 -0.6467 0.12301 0.11605 0.0050 1.0000 0.0889
-9.750 -0.6429 0.11904 0.11210 0.0044 1.0000 0.0920
-9.500 -0.6440 0.11536 0.10847 0.0023 1.0000 0.0957
-9.250 -0.6609 0.11278 0.10604 -0.0046 1.0000 0.0990
-9.000 -0.6527 0.10745 0.10074 -0.0034 1.0000 0.1011
-8.750 -0.6455 0.10320 0.09649 -0.0026 1.0000 0.1049
-8.500 -0.6481 0.09926 0.09261 -0.0050 1.0000 0.1086
-8.000 -0.5530 0.07522 0.06887 -0.0205 1.0000 0.0557
-7.750 -0.5604 0.07088 0.06456 -0.0205 1.0000 0.0525
-7.500 -0.6466 0.07930 0.07250 -0.0158 1.0000 0.0557
-7.250 -0.6417 0.07425 0.06727 -0.0168 1.0000 0.0437
-7.000 -0.6378 0.06993 0.06287 -0.0166 1.0000 0.0413
-6.750 -0.6313 0.06558 0.05803 -0.0167 1.0000 0.0355
-6.500 -0.6239 0.06142 0.05376 -0.0157 1.0000 0.0349
-6.250 -0.6155 0.05754 0.04966 -0.0145 1.0000 0.0346
-6.000 -0.6056 0.05381 0.04564 -0.0131 1.0000 0.0344
-5.750 -0.5941 0.05019 0.04169 -0.0115 1.0000 0.0343
-5.500 -0.5811 0.04670 0.03782 -0.0097 1.0000 0.0340
-5.250 -0.5664 0.04331 0.03396 -0.0079 1.0000 0.0335
-5.000 -0.5498 0.04005 0.03027 -0.0059 1.0000 0.0329
-4.750 -0.5311 0.03698 0.02670 -0.0040 1.0000 0.0325
-4.500 -0.5101 0.03409 0.02330 -0.0022 1.0000 0.0325
-4.250 -0.4868 0.03146 0.02015 -0.0006 1.0000 0.0336
-4.000 -0.4620 0.02909 0.01728 0.0008 1.0000 0.0368
-3.750 -0.4362 0.02685 0.01483 0.0017 1.0000 0.0406
-3.500 -0.4070 0.02489 0.01252 0.0027 1.0000 0.0447
-3.250 -0.3795 0.02318 0.01055 0.0033 1.0000 0.0564
-3.000 -0.2118 0.01747 0.00757 -0.0197 1.0000 1.0000
-2.750 -0.1931 0.01721 0.00682 -0.0183 1.0000 1.0000
-2.500 -0.1746 0.01699 0.00625 -0.0169 1.0000 1.0000
-2.250 -0.1563 0.01679 0.00577 -0.0155 1.0000 1.0000
-2.000 -0.1383 0.01663 0.00535 -0.0140 1.0000 1.0000
-1.750 -0.1205 0.01649 0.00494 -0.0124 1.0000 1.0000
-1.500 -0.1029 0.01637 0.00465 -0.0107 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0856 0.01627 0.00442 -0.0090 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0684 0.01619 0.00423 -0.0072 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0513 0.01613 0.00409 -0.0054 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0341 0.01609 0.00397 -0.0036 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0171 0.01606 0.00391 -0.0018 1.0000 1.0000
0.000 0.0000 0.01605 0.00389 0.0000 1.0000 1.0000
0.250 0.0171 0.01606 0.00391 0.0018 1.0000 1.0000
0.500 0.0341 0.01609 0.00397 0.0036 1.0000 1.0000
0.750 0.0513 0.01613 0.00409 0.0054 1.0000 1.0000
1.000 0.0684 0.01619 0.00423 0.0072 1.0000 1.0000
1.250 0.0855 0.01627 0.00442 0.0090 1.0000 1.0000
1.500 0.1029 0.01637 0.00465 0.0107 1.0000 1.0000
1.750 0.1204 0.01649 0.00494 0.0124 1.0000 1.0000
2.000 0.1382 0.01663 0.00535 0.0140 1.0000 1.0000
2.250 0.1562 0.01679 0.00577 0.0155 1.0000 1.0000
2.500 0.1745 0.01699 0.00625 0.0169 1.0000 1.0000
2.750 0.1930 0.01721 0.00682 0.0183 1.0000 1.0000
3.000 0.2117 0.01747 0.00757 0.0197 1.0000 1.0000
3.250 0.3796 0.02318 0.01055 -0.0033 0.0564 1.0000
3.500 0.4070 0.02490 0.01253 -0.0027 0.0447 1.0000
3.750 0.4363 0.02685 0.01484 -0.0017 0.0406 1.0000
4.000 0.4621 0.02910 0.01729 -0.0008 0.0368 1.0000
4.250 0.4869 0.03146 0.02016 0.0005 0.0336 1.0000
4.500 0.5102 0.03409 0.02331 0.0022 0.0325 1.0000
4.750 0.5312 0.03698 0.02670 0.0040 0.0325 1.0000
5.000 0.5499 0.04005 0.03027 0.0059 0.0329 1.0000
5.250 0.5664 0.04331 0.03397 0.0079 0.0335 1.0000
5.500 0.5811 0.04670 0.03782 0.0097 0.0340 1.0000
5.750 0.5941 0.05020 0.04169 0.0115 0.0343 1.0000
6.000 0.6056 0.05381 0.04563 0.0131 0.0344 1.0000
6.250 0.6155 0.05754 0.04966 0.0145 0.0346 1.0000
6.500 0.6239 0.06141 0.05376 0.0157 0.0349 1.0000
6.750 0.6313 0.06558 0.05803 0.0167 0.0355 1.0000
7.250 0.5725 0.06145 0.05497 0.0211 0.0427 1.0000
7.500 0.5698 0.06590 0.05946 0.0217 0.0442 1.0000
7.750 0.5599 0.07073 0.06441 0.0205 0.0524 1.0000
8.000 0.5524 0.07504 0.06870 0.0206 0.0557 1.0000
8.500 0.6484 0.09926 0.09261 0.0049 0.1085 1.0000
8.750 0.6458 0.10321 0.09650 0.0026 0.1049 1.0000
9.000 0.6533 0.10748 0.10077 0.0035 0.1011 1.0000
9.250 0.6611 0.11279 0.10604 0.0045 0.0990 1.0000
9.500 0.6443 0.11537 0.10848 -0.0024 0.0956 1.0000
9.750 0.6434 0.11906 0.11212 -0.0045 0.0919 1.0000
10.000 0.6474 0.12304 0.11608 -0.0051 0.0888 1.0000
10.250 0.6656 0.12963 0.12271 -0.0013 0.0855 1.0000
10.500 0.6580 0.13242 0.12541 -0.0056 0.0849 1.0000
10.750 0.6504 0.13491 0.12781 -0.0098 0.0825 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 16-006 (naca16006-il)