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

NACA 16-018 (naca16018-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 16-018 (naca16018-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 28.76 at α=5.75°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-naca16018-il-100000.txt
Download as CSV file: xf-naca16018-il-100000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: NACA 16-018                                     
  
 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
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -13.500  -0.6409   0.10863   0.10381  -0.0559   1.0000   0.0978
 -13.250  -0.5761   0.11790   0.11317  -0.0478   1.0000   0.1113
 -13.000  -0.8794   0.08952   0.08388  -0.0542   1.0000   0.0836
 -12.750  -0.8978   0.08542   0.07971  -0.0513   1.0000   0.0826
 -12.500  -0.9256   0.08169   0.07587  -0.0469   1.0000   0.0816
 -12.250  -0.9567   0.07828   0.07230  -0.0414   1.0000   0.0807
 -12.000  -0.9893   0.07516   0.06900  -0.0349   1.0000   0.0798
 -11.750  -1.0229   0.07229   0.06593  -0.0274   1.0000   0.0788
 -11.500  -1.0563   0.06971   0.06312  -0.0191   1.0000   0.0778
 -11.250  -1.0916   0.06744   0.06060  -0.0098   1.0000   0.0769
 -11.000  -1.1233   0.06486   0.05770  -0.0006   1.0000   0.0760
 -10.750  -1.1378   0.06251   0.05511   0.0058   1.0000   0.0763
 -10.500  -1.1469   0.06026   0.05263   0.0114   1.0000   0.0769
 -10.250  -1.1536   0.05803   0.05015   0.0168   1.0000   0.0777
 -10.000  -1.1584   0.05570   0.04753   0.0220   1.0000   0.0785
  -9.750  -1.1598   0.05331   0.04480   0.0269   1.0000   0.0791
  -9.500  -1.1570   0.05091   0.04207   0.0311   1.0000   0.0797
  -9.250  -1.1514   0.04887   0.03968   0.0349   1.0000   0.0811
  -9.000  -1.1454   0.04712   0.03756   0.0388   1.0000   0.0829
  -8.750  -1.1384   0.04564   0.03567   0.0427   1.0000   0.0844
  -8.500  -1.1106   0.04293   0.03276   0.0421   1.0000   0.0866
  -8.250  -1.0857   0.04136   0.03115   0.0420   1.0000   0.0898
  -8.000  -1.0636   0.04012   0.02977   0.0427   1.0000   0.0935
  -7.750  -1.0389   0.03888   0.02828   0.0432   1.0000   0.0968
  -7.500  -0.9906   0.03703   0.02648   0.0385   1.0000   0.1025
  -7.250  -0.9610   0.03604   0.02544   0.0377   1.0000   0.1088
  -7.000  -0.9093   0.03460   0.02409   0.0324   1.0000   0.1178
  -6.750  -0.8861   0.03382   0.02326   0.0330   1.0000   0.1274
  -6.500  -0.8663   0.03286   0.02247   0.0340   1.0000   0.1397
  -6.250  -0.8544   0.03190   0.02164   0.0366   1.0000   0.1551
  -6.000  -0.8501   0.03083   0.02081   0.0407   1.0000   0.1770
  -5.750  -0.8515   0.02962   0.01996   0.0459   1.0000   0.2143
  -5.500  -0.7834   0.03012   0.02393   0.0417   1.0000   0.7138
  -5.250  -0.7748   0.03129   0.02500   0.0470   1.0000   0.7613
  -5.000  -0.7504   0.03356   0.02710   0.0500   1.0000   0.7918
  -4.750  -0.6705   0.03847   0.03173   0.0440   1.0000   0.8157
  -4.500  -0.6135   0.04136   0.03439   0.0404   1.0000   0.8348
  -4.250  -0.5586   0.04349   0.03632   0.0364   1.0000   0.8500
  -4.000  -0.5047   0.04530   0.03794   0.0321   1.0000   0.8655
  -3.750  -0.4579   0.04692   0.03941   0.0290   1.0000   0.8854
  -3.500  -0.3777   0.04869   0.04100   0.0196   1.0000   0.9042
  -3.250  -0.3337   0.04922   0.04140   0.0158   1.0000   0.9194
  -3.000  -0.2946   0.04950   0.04157   0.0125   1.0000   0.9336
  -2.750  -0.2567   0.04966   0.04163   0.0093   1.0000   0.9472
  -2.500  -0.2171   0.04974   0.04161   0.0056   1.0000   0.9607
  -2.250  -0.1714   0.04974   0.04153   0.0004   1.0000   0.9746
  -2.000  -0.1116   0.04974   0.04142  -0.0079   1.0000   0.9911
  -1.750  -0.0656   0.04970   0.04128  -0.0137   1.0000   1.0000
  -1.500  -0.0564   0.04946   0.04102  -0.0118   1.0000   1.0000
  -1.250  -0.0472   0.04927   0.04080  -0.0098   1.0000   1.0000
  -1.000  -0.0379   0.04911   0.04062  -0.0079   1.0000   1.0000
  -0.750  -0.0285   0.04899   0.04049  -0.0059   1.0000   1.0000
  -0.500  -0.0190   0.04890   0.04039  -0.0039   1.0000   1.0000
  -0.250  -0.0095   0.04885   0.04033  -0.0020   1.0000   1.0000
   0.000   0.0000   0.04883   0.04031   0.0000   1.0000   1.0000
   0.250   0.0095   0.04884   0.04033   0.0020   1.0000   1.0000
   0.500   0.0190   0.04889   0.04038   0.0039   1.0000   1.0000
   0.750   0.0285   0.04898   0.04048   0.0059   1.0000   1.0000
   1.000   0.0379   0.04910   0.04061   0.0079   1.0000   1.0000
   1.250   0.0472   0.04925   0.04078   0.0098   1.0000   1.0000
   1.500   0.0564   0.04944   0.04100   0.0118   1.0000   1.0000
   1.750   0.0656   0.04967   0.04126   0.0137   1.0000   1.0000
   2.000   0.1118   0.04971   0.04139   0.0079   0.9911   1.0000
   2.250   0.1712   0.04971   0.04149  -0.0004   0.9746   1.0000
   2.500   0.2169   0.04970   0.04158  -0.0055   0.9607   1.0000
   2.750   0.2565   0.04962   0.04160  -0.0093   0.9473   1.0000
   3.000   0.2944   0.04946   0.04154  -0.0125   0.9336   1.0000
   3.250   0.3334   0.04919   0.04137  -0.0157   0.9195   1.0000
   3.500   0.3774   0.04866   0.04097  -0.0195   0.9043   1.0000
   3.750   0.4571   0.04690   0.03938  -0.0289   0.8855   1.0000
   4.000   0.5051   0.04526   0.03790  -0.0322   0.8658   1.0000
   4.250   0.5591   0.04345   0.03628  -0.0364   0.8502   1.0000
   4.500   0.6141   0.04132   0.03434  -0.0405   0.8351   1.0000
   4.750   0.6704   0.03845   0.03171  -0.0440   0.8158   1.0000
   5.000   0.7513   0.03349   0.02703  -0.0501   0.7920   1.0000
   5.250   0.7751   0.03125   0.02496  -0.0471   0.7614   1.0000
   5.500   0.7834   0.03009   0.02390  -0.0417   0.7137   1.0000
   5.750   0.8516   0.02961   0.01994  -0.0459   0.2141   1.0000
   6.000   0.8502   0.03082   0.02079  -0.0407   0.1769   1.0000
   6.250   0.8546   0.03188   0.02162  -0.0366   0.1551   1.0000
   6.500   0.8665   0.03284   0.02245  -0.0340   0.1397   1.0000
   7.000   0.9095   0.03458   0.02407  -0.0325   0.1178   1.0000
   7.250   0.9613   0.03603   0.02542  -0.0377   0.1088   1.0000
   7.500   0.9906   0.03701   0.02646  -0.0385   0.1025   1.0000
   7.750   1.0389   0.03887   0.02826  -0.0432   0.0968   1.0000
   8.000   1.0635   0.04010   0.02975  -0.0427   0.0934   1.0000
   8.250   1.0857   0.04135   0.03114  -0.0420   0.0898   1.0000
   8.500   1.1104   0.04291   0.03273  -0.0421   0.0866   1.0000
   8.750   1.1384   0.04562   0.03565  -0.0427   0.0844   1.0000
   9.000   1.1454   0.04711   0.03754  -0.0388   0.0829   1.0000
   9.250   1.1515   0.04885   0.03966  -0.0349   0.0811   1.0000
   9.500   1.1570   0.05090   0.04205  -0.0311   0.0797   1.0000
   9.750   1.1599   0.05329   0.04478  -0.0269   0.0791   1.0000
  10.000   1.1584   0.05569   0.04752  -0.0220   0.0785   1.0000
  10.250   1.1538   0.05800   0.05012  -0.0168   0.0777   1.0000
  10.500   1.1468   0.06026   0.05263  -0.0114   0.0770   1.0000
  10.750   1.1385   0.06246   0.05505  -0.0059   0.0762   1.0000
  11.000   1.1207   0.06497   0.05785   0.0010   0.0763   1.0000
  11.250   1.0913   0.06746   0.06063   0.0098   0.0769   1.0000
  11.500   1.0564   0.06973   0.06314   0.0191   0.0779   1.0000
  11.750   1.0232   0.07229   0.06593   0.0274   0.0788   1.0000
  12.000   0.9898   0.07514   0.06899   0.0348   0.0798   1.0000
  12.250   0.9571   0.07827   0.07228   0.0413   0.0807   1.0000
  12.500   0.9264   0.08167   0.07584   0.0468   0.0817   1.0000
  12.750   0.8989   0.08539   0.07968   0.0512   0.0826   1.0000
  13.000   0.8805   0.08951   0.08386   0.0542   0.0836   1.0000
  13.250   0.7260   0.10714   0.10201   0.0555   0.1012   1.0000
<< Back to NACA 16-018 (naca16018-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 16-018 (naca16018-il)