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

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
<< Back to NACA 16-015 (naca16015-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 16-015 (naca16015-il)