NACA 16-012 (naca16012-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 16-012 (naca16012-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 28.15 at α=3.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca16012-il-100000.txt Download as CSV file: xf-naca16012-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 16-012
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-11.000 -0.5855 0.11045 0.10530 -0.0337 1.0000 0.1256
-10.750 -0.6067 0.10569 0.10062 -0.0366 1.0000 0.1304
-10.500 -0.6510 0.09948 0.09453 -0.0421 1.0000 0.1317
-10.250 -0.6324 0.09605 0.09111 -0.0385 1.0000 0.1362
-10.000 -0.6385 0.09245 0.08755 -0.0379 1.0000 0.1405
-9.750 -0.6695 0.08810 0.08323 -0.0380 1.0000 0.1426
-9.500 -0.7059 0.08501 0.08015 -0.0351 1.0000 0.1438
-9.250 -0.7439 0.08305 0.07820 -0.0293 1.0000 0.1445
-9.000 -0.7883 0.08164 0.07670 -0.0223 1.0000 0.1457
-8.750 -0.8373 0.08137 0.07620 -0.0139 1.0000 0.1467
-8.500 -0.7923 0.07442 0.06953 -0.0164 1.0000 0.1548
-8.250 -0.8403 0.07423 0.06903 -0.0078 1.0000 0.1606
-7.000 -0.8670 0.04776 0.03997 0.0179 1.0000 0.0760
-6.750 -0.8573 0.04375 0.03571 0.0207 1.0000 0.0744
-6.500 -0.8456 0.04020 0.03180 0.0238 1.0000 0.0717
-6.250 -0.8314 0.03703 0.02813 0.0269 1.0000 0.0698
-6.000 -0.8139 0.03454 0.02520 0.0294 1.0000 0.0701
-5.750 -0.7951 0.03282 0.02309 0.0314 1.0000 0.0736
-5.500 -0.7729 0.03106 0.02091 0.0331 1.0000 0.0756
-5.250 -0.7456 0.02890 0.01849 0.0336 1.0000 0.0782
-5.000 -0.7216 0.02752 0.01711 0.0341 1.0000 0.0849
-4.750 -0.6963 0.02639 0.01575 0.0350 1.0000 0.0898
-4.500 -0.6714 0.02492 0.01443 0.0354 1.0000 0.0974
-4.250 -0.6500 0.02391 0.01338 0.0367 1.0000 0.1061
-4.000 -0.6320 0.02292 0.01245 0.0386 1.0000 0.1160
-3.750 -0.6165 0.02199 0.01161 0.0409 1.0000 0.1332
-3.500 -0.5583 0.01984 0.01342 0.0395 1.0000 0.8530
-3.250 -0.1899 0.02718 0.01937 -0.0189 1.0000 0.9851
-3.000 -0.1166 0.02642 0.01834 -0.0296 1.0000 1.0000
-2.750 -0.1072 0.02610 0.01795 -0.0273 1.0000 1.0000
-2.500 -0.0978 0.02582 0.01761 -0.0249 1.0000 1.0000
-2.250 -0.0882 0.02558 0.01730 -0.0225 1.0000 1.0000
-2.000 -0.0786 0.02536 0.01704 -0.0201 1.0000 1.0000
-1.750 -0.0689 0.02518 0.01680 -0.0176 1.0000 1.0000
-1.500 -0.0592 0.02503 0.01661 -0.0151 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0494 0.02490 0.01644 -0.0126 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0395 0.02479 0.01631 -0.0101 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0297 0.02471 0.01621 -0.0076 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0198 0.02465 0.01614 -0.0051 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0099 0.02462 0.01609 -0.0025 1.0000 1.0000
0.000 0.0000 0.02460 0.01608 0.0000 1.0000 1.0000
0.250 0.0099 0.02462 0.01609 0.0025 1.0000 1.0000
0.500 0.0198 0.02465 0.01613 0.0051 1.0000 1.0000
0.750 0.0297 0.02470 0.01621 0.0076 1.0000 1.0000
1.000 0.0395 0.02478 0.01631 0.0101 1.0000 1.0000
1.250 0.0494 0.02489 0.01643 0.0126 1.0000 1.0000
1.500 0.0592 0.02501 0.01660 0.0151 1.0000 1.0000
1.750 0.0689 0.02517 0.01679 0.0176 1.0000 1.0000
2.000 0.0786 0.02535 0.01703 0.0201 1.0000 1.0000
2.250 0.0882 0.02556 0.01729 0.0225 1.0000 1.0000
2.500 0.0978 0.02580 0.01759 0.0249 1.0000 1.0000
2.750 0.1072 0.02608 0.01793 0.0273 1.0000 1.0000
3.000 0.1166 0.02640 0.01831 0.0296 1.0000 1.0000
3.250 0.1895 0.02716 0.01934 0.0190 0.9852 1.0000
3.500 0.5583 0.01983 0.01341 -0.0395 0.8530 1.0000
3.750 0.6164 0.02198 0.01160 -0.0409 0.1333 1.0000
4.000 0.6318 0.02291 0.01244 -0.0386 0.1160 1.0000
4.250 0.6498 0.02390 0.01337 -0.0367 0.1061 1.0000
4.500 0.6712 0.02491 0.01442 -0.0354 0.0974 1.0000
4.750 0.6961 0.02638 0.01574 -0.0350 0.0898 1.0000
5.000 0.7214 0.02751 0.01710 -0.0341 0.0849 1.0000
5.250 0.7454 0.02888 0.01847 -0.0336 0.0783 1.0000
5.500 0.7727 0.03105 0.02089 -0.0331 0.0756 1.0000
5.750 0.7950 0.03281 0.02308 -0.0314 0.0736 1.0000
6.000 0.8137 0.03453 0.02519 -0.0293 0.0701 1.0000
6.250 0.8313 0.03701 0.02811 -0.0269 0.0698 1.0000
6.500 0.8455 0.04018 0.03177 -0.0238 0.0717 1.0000
6.750 0.8572 0.04373 0.03569 -0.0207 0.0744 1.0000
7.000 0.8669 0.04774 0.03995 -0.0179 0.0760 1.0000
8.250 0.8410 0.07427 0.06906 0.0078 0.1606 1.0000
8.750 0.8372 0.08135 0.07617 0.0139 0.1467 1.0000
9.000 0.7881 0.08161 0.07667 0.0223 0.1457 1.0000
9.250 0.7437 0.08303 0.07817 0.0293 0.1444 1.0000
9.500 0.7058 0.08498 0.08013 0.0351 0.1437 1.0000
9.750 0.6695 0.08809 0.08322 0.0380 0.1425 1.0000
10.000 0.6389 0.09242 0.08751 0.0379 0.1404 1.0000
10.250 0.5031 0.09616 0.09147 0.0338 0.1571 1.0000
10.500 0.4975 0.09967 0.09496 0.0344 0.1506 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 16-012 (naca16012-il)