NACA 16-015 (naca16015-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 16-015 (naca16015-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 22.4 at α=6° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca16015-il-50000.txt Download as CSV file: xf-naca16015-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 16-015
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.4165 0.12158 0.11466 -0.0182 1.0000 0.3727
-10.500 -0.7290 0.09202 0.08499 -0.0402 1.0000 0.1735
-10.250 -0.7874 0.08692 0.07985 -0.0357 1.0000 0.1618
-10.000 -0.8328 0.08374 0.07663 -0.0289 1.0000 0.1570
-9.750 -0.8953 0.08169 0.07441 -0.0186 1.0000 0.1536
-9.500 -0.9009 0.07740 0.06998 -0.0151 1.0000 0.1469
-9.250 -0.9258 0.07369 0.06606 -0.0088 1.0000 0.1425
-9.000 -0.9680 0.07095 0.06273 0.0010 1.0000 0.1362
-8.750 -0.9691 0.06709 0.05870 0.0048 1.0000 0.1347
-8.500 -0.9754 0.06380 0.05513 0.0097 1.0000 0.1339
-8.250 -0.9806 0.06068 0.05166 0.0146 1.0000 0.1337
-8.000 -0.9824 0.05760 0.04821 0.0194 1.0000 0.1334
-7.750 -0.9806 0.05455 0.04475 0.0237 1.0000 0.1330
-7.500 -0.9744 0.05157 0.04132 0.0276 1.0000 0.1327
-7.250 -0.9661 0.04899 0.03824 0.0312 1.0000 0.1343
-7.000 -0.9577 0.04688 0.03553 0.0352 1.0000 0.1369
-6.750 -0.9333 0.04396 0.03254 0.0355 1.0000 0.1411
-6.500 -0.9089 0.04178 0.03008 0.0364 1.0000 0.1457
-6.250 -0.8870 0.04001 0.02786 0.0380 1.0000 0.1527
-6.000 -0.8486 0.03789 0.02571 0.0361 1.0000 0.1626
-5.750 -0.8009 0.03605 0.02380 0.0327 1.0000 0.1796
-5.500 -0.6259 0.03423 0.02631 0.0154 1.0000 0.7495
-5.250 -0.3209 0.04765 0.03763 -0.0175 1.0000 0.9422
-5.000 -0.1778 0.04537 0.03453 -0.0427 1.0000 1.0000
-4.750 -0.1714 0.04453 0.03356 -0.0409 1.0000 1.0000
-4.500 -0.1644 0.04378 0.03268 -0.0390 1.0000 1.0000
-4.250 -0.1570 0.04310 0.03188 -0.0371 1.0000 1.0000
-4.000 -0.1493 0.04249 0.03114 -0.0351 1.0000 1.0000
-3.750 -0.1412 0.04195 0.03049 -0.0331 1.0000 1.0000
-3.500 -0.1328 0.04146 0.02990 -0.0310 1.0000 1.0000
-3.250 -0.1242 0.04102 0.02936 -0.0289 1.0000 1.0000
-3.000 -0.1154 0.04062 0.02888 -0.0268 1.0000 1.0000
-2.750 -0.1064 0.04027 0.02844 -0.0246 1.0000 1.0000
-2.500 -0.0972 0.03995 0.02805 -0.0224 1.0000 1.0000
-2.250 -0.0879 0.03968 0.02771 -0.0202 1.0000 1.0000
-2.000 -0.0784 0.03943 0.02741 -0.0180 1.0000 1.0000
-1.750 -0.0688 0.03922 0.02715 -0.0158 1.0000 1.0000
-1.500 -0.0592 0.03904 0.02692 -0.0135 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0494 0.03889 0.02673 -0.0113 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0396 0.03877 0.02658 -0.0091 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0298 0.03867 0.02646 -0.0068 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0199 0.03861 0.02637 -0.0045 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0099 0.03856 0.02632 -0.0023 1.0000 1.0000
0.000 0.0000 0.03855 0.02630 0.0000 1.0000 1.0000
0.250 0.0099 0.03856 0.02632 0.0023 1.0000 1.0000
0.500 0.0199 0.03860 0.02637 0.0045 1.0000 1.0000
0.750 0.0298 0.03867 0.02645 0.0068 1.0000 1.0000
1.000 0.0396 0.03876 0.02657 0.0091 1.0000 1.0000
1.250 0.0494 0.03888 0.02672 0.0113 1.0000 1.0000
1.500 0.0592 0.03903 0.02690 0.0136 1.0000 1.0000
1.750 0.0689 0.03920 0.02713 0.0158 1.0000 1.0000
2.000 0.0784 0.03941 0.02739 0.0180 1.0000 1.0000
2.250 0.0879 0.03965 0.02769 0.0202 1.0000 1.0000
2.500 0.0972 0.03993 0.02803 0.0224 1.0000 1.0000
2.750 0.1064 0.04024 0.02841 0.0246 1.0000 1.0000
3.000 0.1154 0.04059 0.02885 0.0268 1.0000 1.0000
3.250 0.1243 0.04098 0.02933 0.0289 1.0000 1.0000
3.500 0.1329 0.04142 0.02986 0.0310 1.0000 1.0000
3.750 0.1412 0.04191 0.03045 0.0331 1.0000 1.0000
4.000 0.1493 0.04245 0.03110 0.0351 1.0000 1.0000
4.250 0.1571 0.04305 0.03183 0.0371 1.0000 1.0000
4.500 0.1645 0.04372 0.03262 0.0390 1.0000 1.0000
4.750 0.1714 0.04447 0.03350 0.0409 1.0000 1.0000
5.000 0.1779 0.04531 0.03447 0.0427 1.0000 1.0000
5.250 0.3211 0.04760 0.03758 0.0175 0.9424 1.0000
5.500 0.6259 0.03420 0.02628 -0.0154 0.7495 1.0000
5.750 0.8007 0.03604 0.02379 -0.0327 0.1796 1.0000
6.000 0.8484 0.03788 0.02570 -0.0361 0.1626 1.0000
6.250 0.8867 0.03998 0.02784 -0.0379 0.1528 1.0000
6.500 0.9087 0.04177 0.03007 -0.0364 0.1457 1.0000
6.750 0.9331 0.04394 0.03252 -0.0355 0.1411 1.0000
7.000 0.9575 0.04687 0.03551 -0.0351 0.1369 1.0000
7.250 0.9660 0.04897 0.03822 -0.0312 0.1343 1.0000
7.500 0.9742 0.05155 0.04131 -0.0275 0.1327 1.0000
7.750 0.9805 0.05454 0.04473 -0.0237 0.1331 1.0000
8.000 0.9824 0.05759 0.04819 -0.0194 0.1335 1.0000
8.250 0.9806 0.06067 0.05165 -0.0147 0.1337 1.0000
8.500 0.9756 0.06379 0.05512 -0.0097 0.1340 1.0000
8.750 0.9692 0.06709 0.05869 -0.0048 0.1347 1.0000
9.000 0.9682 0.07094 0.06271 -0.0011 0.1363 1.0000
9.250 0.9258 0.07368 0.06605 0.0088 0.1425 1.0000
9.500 0.9010 0.07739 0.06997 0.0150 0.1469 1.0000
9.750 0.8951 0.08166 0.07438 0.0186 0.1536 1.0000
10.000 0.8328 0.08374 0.07663 0.0289 0.1571 1.0000
10.250 0.7880 0.08693 0.07986 0.0357 0.1619 1.0000
10.500 0.7282 0.09208 0.08504 0.0402 0.1739 1.0000
10.750 0.5199 0.12234 0.11484 0.0154 0.3879 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 16-015 (naca16015-il)