NACA 16-012 (naca16012-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 16-012 (naca16012-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 21.08 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca16012-il-50000.txt Download as CSV file: xf-naca16012-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.5757 0.07902 0.07264 -0.0301 1.0000 0.2245
-8.750 -0.6281 0.07381 0.06748 -0.0284 1.0000 0.2159
-8.500 -0.6730 0.07109 0.06482 -0.0226 1.0000 0.2174
-8.250 -0.7236 0.06867 0.06238 -0.0158 1.0000 0.2190
-8.000 -0.7522 0.06081 0.05416 -0.0131 1.0000 0.1734
-7.750 -0.8322 0.06565 0.05805 -0.0042 1.0000 0.1567
-7.500 -0.8435 0.06154 0.05342 0.0009 1.0000 0.1440
-7.250 -0.8426 0.05763 0.04922 0.0047 1.0000 0.1390
-7.000 -0.8471 0.05432 0.04516 0.0102 1.0000 0.1311
-6.750 -0.8376 0.05062 0.04119 0.0131 1.0000 0.1281
-6.500 -0.8287 0.04727 0.03735 0.0167 1.0000 0.1249
-6.250 -0.8166 0.04429 0.03387 0.0198 1.0000 0.1241
-6.000 -0.8020 0.04183 0.03099 0.0225 1.0000 0.1276
-5.750 -0.7838 0.03943 0.02806 0.0249 1.0000 0.1303
-5.500 -0.7609 0.03714 0.02521 0.0267 1.0000 0.1324
-5.250 -0.7328 0.03476 0.02279 0.0267 1.0000 0.1415
-5.000 -0.2010 0.03446 0.02419 -0.0441 1.0000 1.0000
-4.750 -0.1928 0.03365 0.02318 -0.0425 1.0000 1.0000
-4.500 -0.1841 0.03294 0.02226 -0.0408 1.0000 1.0000
-4.250 -0.1750 0.03231 0.02146 -0.0389 1.0000 1.0000
-4.000 -0.1656 0.03176 0.02075 -0.0370 1.0000 1.0000
-3.750 -0.1559 0.03127 0.02011 -0.0350 1.0000 1.0000
-3.500 -0.1460 0.03083 0.01954 -0.0329 1.0000 1.0000
-3.250 -0.1360 0.03044 0.01903 -0.0308 1.0000 1.0000
-3.000 -0.1258 0.03009 0.01855 -0.0286 1.0000 1.0000
-2.750 -0.1156 0.02979 0.01814 -0.0264 1.0000 1.0000
-2.500 -0.1052 0.02952 0.01778 -0.0241 1.0000 1.0000
-2.250 -0.0949 0.02928 0.01745 -0.0218 1.0000 1.0000
-2.000 -0.0844 0.02907 0.01717 -0.0194 1.0000 1.0000
-1.750 -0.0739 0.02889 0.01691 -0.0171 1.0000 1.0000
-1.500 -0.0634 0.02874 0.01670 -0.0147 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0529 0.02861 0.01653 -0.0122 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0423 0.02851 0.01639 -0.0098 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0318 0.02843 0.01628 -0.0074 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0212 0.02837 0.01620 -0.0049 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0106 0.02834 0.01615 -0.0025 1.0000 1.0000
0.000 0.0000 0.02833 0.01613 0.0000 1.0000 1.0000
0.250 0.0106 0.02834 0.01615 0.0025 1.0000 1.0000
0.500 0.0212 0.02837 0.01620 0.0049 1.0000 1.0000
0.750 0.0318 0.02842 0.01628 0.0074 1.0000 1.0000
1.000 0.0423 0.02850 0.01638 0.0098 1.0000 1.0000
1.250 0.0529 0.02860 0.01652 0.0122 1.0000 1.0000
1.500 0.0634 0.02873 0.01669 0.0147 1.0000 1.0000
1.750 0.0739 0.02888 0.01690 0.0171 1.0000 1.0000
2.000 0.0844 0.02906 0.01716 0.0194 1.0000 1.0000
2.250 0.0949 0.02926 0.01744 0.0218 1.0000 1.0000
2.500 0.1053 0.02950 0.01776 0.0241 1.0000 1.0000
2.750 0.1156 0.02977 0.01812 0.0264 1.0000 1.0000
3.000 0.1258 0.03007 0.01853 0.0286 1.0000 1.0000
3.250 0.1360 0.03042 0.01901 0.0308 1.0000 1.0000
3.500 0.1460 0.03080 0.01952 0.0329 1.0000 1.0000
3.750 0.1559 0.03124 0.02009 0.0350 1.0000 1.0000
4.000 0.1656 0.03173 0.02072 0.0370 1.0000 1.0000
4.250 0.1751 0.03228 0.02143 0.0390 1.0000 1.0000
4.500 0.1842 0.03290 0.02222 0.0408 1.0000 1.0000
4.750 0.1929 0.03361 0.02314 0.0425 1.0000 1.0000
5.000 0.2011 0.03442 0.02415 0.0441 1.0000 1.0000
5.250 0.7326 0.03475 0.02278 -0.0267 0.1416 1.0000
5.500 0.7607 0.03713 0.02519 -0.0267 0.1324 1.0000
5.750 0.7836 0.03942 0.02804 -0.0249 0.1304 1.0000
6.000 0.8019 0.04182 0.03098 -0.0225 0.1276 1.0000
6.250 0.8165 0.04427 0.03386 -0.0198 0.1242 1.0000
6.500 0.8286 0.04725 0.03733 -0.0166 0.1249 1.0000
6.750 0.8375 0.05061 0.04117 -0.0131 0.1281 1.0000
7.000 0.8470 0.05430 0.04514 -0.0102 0.1311 1.0000
7.250 0.8425 0.05761 0.04921 -0.0046 0.1389 1.0000
7.500 0.8433 0.06152 0.05340 -0.0009 0.1439 1.0000
7.750 0.7731 0.05584 0.04888 0.0083 0.1587 1.0000
8.250 0.7450 0.08115 0.07465 0.0094 0.2910 1.0000
8.500 0.6960 0.08351 0.07690 0.0152 0.2886 1.0000
8.750 0.6270 0.08900 0.08215 0.0154 0.3151 1.0000
9.250 0.5340 0.10363 0.09637 0.0045 0.4403 1.0000
9.500 0.5338 0.10681 0.09950 0.0063 0.4221 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 16-012 (naca16012-il)