NACA 16-015 (naca16015-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 16-015 (naca16015-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 21.71 at α=5.25° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca16015-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-naca16015-il-50000-n5.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 = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.000 -0.6371 0.10993 0.10246 -0.0545 1.0000 0.0575
-12.750 -0.6654 0.10178 0.09433 -0.0578 1.0000 0.0566
-12.500 -0.6978 0.09470 0.08721 -0.0596 1.0000 0.0556
-12.250 -0.7324 0.08873 0.08117 -0.0595 1.0000 0.0547
-12.000 -0.7666 0.08385 0.07617 -0.0575 1.0000 0.0541
-11.750 -0.7984 0.07984 0.07203 -0.0542 1.0000 0.0538
-11.500 -0.8278 0.07650 0.06854 -0.0497 1.0000 0.0536
-11.250 -0.8549 0.07367 0.06554 -0.0445 1.0000 0.0536
-11.000 -0.8799 0.07123 0.06294 -0.0386 1.0000 0.0538
-10.750 -0.9035 0.06911 0.06066 -0.0322 1.0000 0.0541
-10.500 -0.9252 0.06714 0.05851 -0.0255 1.0000 0.0545
-10.250 -0.9418 0.06490 0.05605 -0.0195 1.0000 0.0554
-10.000 -0.9557 0.06257 0.05345 -0.0137 1.0000 0.0564
-9.750 -0.9671 0.06012 0.05068 -0.0080 1.0000 0.0576
-9.500 -0.9754 0.05759 0.04775 -0.0026 1.0000 0.0589
-9.250 -0.9793 0.05499 0.04469 0.0024 1.0000 0.0601
-9.000 -0.9789 0.05249 0.04166 0.0069 1.0000 0.0613
-8.750 -0.9674 0.05037 0.03955 0.0089 1.0000 0.0638
-8.500 -0.9575 0.04872 0.03769 0.0115 1.0000 0.0669
-8.250 -0.9439 0.04675 0.03538 0.0138 1.0000 0.0700
-8.000 -0.9246 0.04472 0.03287 0.0153 1.0000 0.0730
-7.750 -0.9030 0.04301 0.03108 0.0159 1.0000 0.0773
-7.500 -0.8790 0.04156 0.02947 0.0163 1.0000 0.0821
-7.250 -0.8417 0.03998 0.02752 0.0147 1.0000 0.0872
-7.000 -0.8091 0.03869 0.02628 0.0134 1.0000 0.0944
-6.750 -0.7695 0.03759 0.02498 0.0112 1.0000 0.1032
-6.500 -0.7337 0.03652 0.02386 0.0095 1.0000 0.1126
-6.250 -0.7120 0.03557 0.02291 0.0104 1.0000 0.1241
-6.000 -0.6969 0.03465 0.02200 0.0123 1.0000 0.1404
-5.750 -0.6852 0.03367 0.02112 0.0149 1.0000 0.1622
-5.500 -0.6779 0.03253 0.02025 0.0182 1.0000 0.1958
-5.250 -0.6764 0.03118 0.01940 0.0224 1.0000 0.2611
-5.000 -0.5834 0.03274 0.02350 0.0157 1.0000 0.7235
-4.750 -0.5775 0.03344 0.02403 0.0211 1.0000 0.7734
-4.500 -0.5463 0.03518 0.02548 0.0226 1.0000 0.8141
-4.250 -0.5025 0.03714 0.02711 0.0216 1.0000 0.8506
-4.000 -0.4340 0.03928 0.02887 0.0157 1.0000 0.8843
-3.750 -0.3940 0.04000 0.02929 0.0135 1.0000 0.9060
-3.500 -0.3560 0.04014 0.02920 0.0109 1.0000 0.9186
-3.000 -0.2920 0.03996 0.02863 0.0074 1.0000 0.9381
-2.750 -0.2647 0.03985 0.02835 0.0063 1.0000 0.9475
-2.500 -0.2334 0.03964 0.02800 0.0045 1.0000 0.9548
-2.250 -0.2075 0.03953 0.02776 0.0037 1.0000 0.9633
-2.000 -0.1769 0.03932 0.02744 0.0018 1.0000 0.9699
-1.750 -0.1487 0.03918 0.02720 0.0004 1.0000 0.9768
-1.500 -0.1199 0.03905 0.02698 -0.0011 1.0000 0.9834
-1.250 -0.0900 0.03888 0.02675 -0.0030 1.0000 0.9890
-1.000 -0.0601 0.03881 0.02661 -0.0048 1.0000 0.9949
-0.750 -0.0297 0.03871 0.02647 -0.0068 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0198 0.03865 0.02639 -0.0045 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0099 0.03861 0.02634 -0.0023 1.0000 1.0000
0.000 0.0000 0.03859 0.02632 0.0000 1.0000 1.0000
0.250 0.0099 0.03860 0.02633 0.0023 1.0000 1.0000
0.500 0.0198 0.03864 0.02639 0.0045 1.0000 1.0000
0.750 0.0297 0.03871 0.02647 0.0068 1.0000 1.0000
1.000 0.0600 0.03880 0.02660 0.0048 0.9949 1.0000
1.250 0.0899 0.03887 0.02674 0.0030 0.9891 1.0000
1.500 0.1198 0.03904 0.02697 0.0012 0.9834 1.0000
1.750 0.1486 0.03916 0.02718 -0.0004 0.9768 1.0000
2.000 0.1768 0.03931 0.02743 -0.0018 0.9700 1.0000
2.250 0.2074 0.03951 0.02774 -0.0036 0.9633 1.0000
2.500 0.2333 0.03962 0.02797 -0.0044 0.9549 1.0000
2.750 0.2647 0.03983 0.02833 -0.0063 0.9476 1.0000
3.000 0.2919 0.03994 0.02860 -0.0073 0.9382 1.0000
3.500 0.3561 0.04012 0.02918 -0.0109 0.9188 1.0000
3.750 0.3936 0.03997 0.02927 -0.0134 0.9060 1.0000
4.000 0.4339 0.03926 0.02884 -0.0157 0.8844 1.0000
4.250 0.5022 0.03713 0.02709 -0.0215 0.8507 1.0000
4.500 0.5464 0.03515 0.02546 -0.0226 0.8142 1.0000
4.750 0.5776 0.03341 0.02400 -0.0211 0.7735 1.0000
5.000 0.5835 0.03272 0.02348 -0.0157 0.7235 1.0000
5.250 0.6765 0.03116 0.01939 -0.0225 0.2610 1.0000
5.500 0.6780 0.03252 0.02023 -0.0182 0.1958 1.0000
5.750 0.6853 0.03365 0.02110 -0.0149 0.1622 1.0000
6.000 0.6970 0.03464 0.02199 -0.0123 0.1403 1.0000
6.250 0.7122 0.03556 0.02289 -0.0104 0.1241 1.0000
6.500 0.7339 0.03651 0.02385 -0.0096 0.1126 1.0000
6.750 0.7696 0.03757 0.02496 -0.0113 0.1032 1.0000
7.000 0.8092 0.03868 0.02626 -0.0134 0.0944 1.0000
7.250 0.8417 0.03996 0.02750 -0.0147 0.0872 1.0000
7.500 0.8790 0.04154 0.02945 -0.0163 0.0821 1.0000
7.750 0.9029 0.04299 0.03106 -0.0159 0.0773 1.0000
8.000 0.9245 0.04471 0.03285 -0.0153 0.0730 1.0000
8.250 0.9438 0.04674 0.03537 -0.0138 0.0700 1.0000
8.500 0.9574 0.04869 0.03766 -0.0115 0.0669 1.0000
8.750 0.9674 0.05036 0.03954 -0.0089 0.0638 1.0000
9.000 0.9789 0.05247 0.04164 -0.0069 0.0613 1.0000
9.250 0.9793 0.05497 0.04467 -0.0024 0.0601 1.0000
9.500 0.9754 0.05757 0.04774 0.0026 0.0589 1.0000
9.750 0.9672 0.06011 0.05067 0.0080 0.0577 1.0000
10.000 0.9558 0.06256 0.05344 0.0137 0.0565 1.0000
10.250 0.9420 0.06490 0.05605 0.0195 0.0554 1.0000
10.500 0.9254 0.06713 0.05850 0.0255 0.0546 1.0000
10.750 0.9038 0.06911 0.06065 0.0322 0.0540 1.0000
11.000 0.8802 0.07123 0.06293 0.0386 0.0537 1.0000
11.250 0.8552 0.07365 0.06552 0.0445 0.0536 1.0000
11.500 0.8281 0.07650 0.06853 0.0497 0.0536 1.0000
11.750 0.7988 0.07982 0.07201 0.0542 0.0537 1.0000
12.000 0.7670 0.08383 0.07615 0.0575 0.0541 1.0000
12.250 0.7329 0.08870 0.08114 0.0594 0.0547 1.0000
12.500 0.6982 0.09467 0.08719 0.0596 0.0556 1.0000
12.750 0.6659 0.10176 0.09430 0.0578 0.0566 1.0000
13.000 0.6377 0.10991 0.10244 0.0545 0.0575 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 16-015 (naca16015-il)