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=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: NACA 16-018 (naca16018-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 22.6 at α=7.25°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-naca16018-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-naca16018-il-50000.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 =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -12.500  -0.7026   0.11591   0.10867  -0.0474   1.0000   0.1737
 -12.250  -0.7873   0.10348   0.09619  -0.0492   1.0000   0.1567
 -12.000  -0.7921   0.09870   0.09139  -0.0479   1.0000   0.1547
 -11.750  -0.8219   0.09368   0.08633  -0.0451   1.0000   0.1520
 -11.500  -0.8685   0.08889   0.08144  -0.0401   1.0000   0.1486
 -11.250  -0.9386   0.08531   0.07768  -0.0306   1.0000   0.1450
 -11.000  -1.0335   0.08573   0.07775  -0.0136   1.0000   0.1418
 -10.750  -1.0371   0.08150   0.07342  -0.0103   1.0000   0.1409
 -10.500  -1.0496   0.07797   0.06974  -0.0054   1.0000   0.1399
 -10.250  -1.0653   0.07473   0.06629   0.0004   1.0000   0.1389
 -10.000  -1.0817   0.07168   0.06299   0.0067   1.0000   0.1384
  -9.750  -1.0966   0.06878   0.05978   0.0129   1.0000   0.1383
  -9.500  -1.1090   0.06597   0.05663   0.0191   1.0000   0.1386
  -9.250  -1.1175   0.06324   0.05351   0.0248   1.0000   0.1393
  -9.000  -1.1220   0.06058   0.05043   0.0302   1.0000   0.1401
  -8.750  -1.1222   0.05797   0.04738   0.0350   1.0000   0.1409
  -8.500  -1.1188   0.05552   0.04444   0.0394   1.0000   0.1418
  -8.250  -1.0947   0.05254   0.04149   0.0393   1.0000   0.1463
  -8.000  -1.0783   0.05045   0.03917   0.0412   1.0000   0.1510
  -7.750  -1.0612   0.04837   0.03663   0.0433   1.0000   0.1551
  -7.500  -1.0304   0.04604   0.03414   0.0426   1.0000   0.1615
  -7.250  -1.0019   0.04435   0.03222   0.0424   1.0000   0.1711
  -7.000  -0.9451   0.04223   0.03005   0.0370   1.0000   0.1871
  -6.750  -0.7952   0.03937   0.02802   0.0146   1.0000   0.2689
  -6.500  -0.7121   0.04301   0.03514   0.0163   1.0000   0.6968
  -6.250  -0.6253   0.05194   0.04335   0.0163   1.0000   0.7703
  -6.000  -0.5275   0.05761   0.04839   0.0097   1.0000   0.8180
  -5.750  -0.4369   0.06056   0.05084   0.0012   1.0000   0.8623
  -5.500  -0.3535   0.06175   0.05159  -0.0084   1.0000   0.9094
  -5.250  -0.1732   0.06035   0.04937  -0.0404   1.0000   1.0000
  -5.000  -0.1676   0.05934   0.04825  -0.0388   1.0000   1.0000
  -4.750  -0.1616   0.05843   0.04721  -0.0371   1.0000   1.0000
  -4.500  -0.1551   0.05759   0.04628  -0.0354   1.0000   1.0000
  -4.250  -0.1483   0.05684   0.04542  -0.0336   1.0000   1.0000
  -4.000  -0.1411   0.05615   0.04464  -0.0318   1.0000   1.0000
  -3.750  -0.1336   0.05553   0.04392  -0.0299   1.0000   1.0000
  -3.500  -0.1259   0.05496   0.04328  -0.0281   1.0000   1.0000
  -3.250  -0.1178   0.05445   0.04269  -0.0261   1.0000   1.0000
  -3.000  -0.1096   0.05399   0.04216  -0.0242   1.0000   1.0000
  -2.750  -0.1011   0.05357   0.04168  -0.0222   1.0000   1.0000
  -2.500  -0.0925   0.05320   0.04124  -0.0203   1.0000   1.0000
  -2.250  -0.0837   0.05288   0.04086  -0.0183   1.0000   1.0000
  -2.000  -0.0747   0.05259   0.04053  -0.0163   1.0000   1.0000
  -1.750  -0.0656   0.05234   0.04023  -0.0143   1.0000   1.0000
  -1.500  -0.0565   0.05212   0.03998  -0.0122   1.0000   1.0000
  -1.250  -0.0472   0.05194   0.03976  -0.0102   1.0000   1.0000
  -1.000  -0.0378   0.05179   0.03959  -0.0082   1.0000   1.0000
  -0.750  -0.0284   0.05168   0.03946  -0.0061   1.0000   1.0000
  -0.500  -0.0190   0.05160   0.03936  -0.0041   1.0000   1.0000
  -0.250  -0.0095   0.05155   0.03931  -0.0020   1.0000   1.0000
   0.000   0.0000   0.05153   0.03928   0.0000   1.0000   1.0000
   0.250   0.0095   0.05155   0.03930   0.0020   1.0000   1.0000
   0.500   0.0190   0.05159   0.03936   0.0041   1.0000   1.0000
   0.750   0.0284   0.05167   0.03945   0.0061   1.0000   1.0000
   1.000   0.0378   0.05178   0.03958   0.0082   1.0000   1.0000
   1.250   0.0472   0.05192   0.03975   0.0102   1.0000   1.0000
   1.500   0.0565   0.05210   0.03995   0.0122   1.0000   1.0000
   1.750   0.0657   0.05231   0.04021   0.0143   1.0000   1.0000
   2.000   0.0747   0.05256   0.04050   0.0163   1.0000   1.0000
   2.250   0.0837   0.05284   0.04083   0.0183   1.0000   1.0000
   2.500   0.0925   0.05317   0.04121   0.0203   1.0000   1.0000
   2.750   0.1012   0.05353   0.04164   0.0222   1.0000   1.0000
   3.000   0.1096   0.05394   0.04211   0.0242   1.0000   1.0000
   3.250   0.1179   0.05440   0.04264   0.0261   1.0000   1.0000
   3.500   0.1259   0.05491   0.04322   0.0281   1.0000   1.0000
   3.750   0.1337   0.05547   0.04387   0.0300   1.0000   1.0000
   4.000   0.1412   0.05609   0.04458   0.0318   1.0000   1.0000
   4.250   0.1483   0.05677   0.04536   0.0336   1.0000   1.0000
   4.500   0.1552   0.05752   0.04620   0.0354   1.0000   1.0000
   4.750   0.1617   0.05835   0.04713   0.0371   1.0000   1.0000
   5.000   0.1677   0.05926   0.04816   0.0388   1.0000   1.0000
   5.250   0.1733   0.06026   0.04928   0.0404   1.0000   1.0000
   5.500   0.3535   0.06169   0.05153   0.0084   0.9097   1.0000
   5.750   0.4367   0.06050   0.05078  -0.0011   0.8626   1.0000
   6.000   0.5277   0.05756   0.04834  -0.0097   0.8183   1.0000
   6.250   0.6255   0.05188   0.04330  -0.0163   0.7705   1.0000
   6.500   0.7123   0.04296   0.03509  -0.0163   0.6969   1.0000
   6.750   0.7952   0.03935   0.02800  -0.0146   0.2688   1.0000
   7.000   0.9451   0.04221   0.03003  -0.0370   0.1871   1.0000
   7.250   1.0018   0.04433   0.03220  -0.0424   0.1711   1.0000
   7.500   1.0302   0.04602   0.03412  -0.0426   0.1615   1.0000
   7.750   1.0610   0.04835   0.03661  -0.0433   0.1551   1.0000
   8.000   1.0781   0.05043   0.03915  -0.0412   0.1510   1.0000
   8.250   1.0946   0.05252   0.04147  -0.0393   0.1464   1.0000
   8.500   1.1187   0.05550   0.04442  -0.0394   0.1418   1.0000
   8.750   1.1222   0.05795   0.04735  -0.0350   0.1409   1.0000
   9.000   1.1220   0.06055   0.05040  -0.0302   0.1401   1.0000
   9.250   1.1176   0.06322   0.05349  -0.0249   0.1393   1.0000
   9.500   1.1090   0.06595   0.05661  -0.0191   0.1386   1.0000
   9.750   1.0967   0.06875   0.05976  -0.0129   0.1383   1.0000
  10.000   1.0818   0.07167   0.06297  -0.0067   0.1384   1.0000
  10.250   1.0654   0.07471   0.06628  -0.0005   0.1389   1.0000
  10.500   1.0499   0.07796   0.06972   0.0053   0.1399   1.0000
  10.750   1.0374   0.08149   0.07341   0.0103   0.1409   1.0000
  11.000   1.0341   0.08573   0.07775   0.0135   0.1418   1.0000
  11.250   0.9388   0.08530   0.07766   0.0306   0.1450   1.0000
  11.500   0.8691   0.08885   0.08141   0.0401   0.1486   1.0000
  11.750   0.8226   0.09364   0.08629   0.0451   0.1521   1.0000
  12.000   0.7930   0.09864   0.09133   0.0478   0.1547   1.0000
  12.250   0.7884   0.10344   0.09614   0.0492   0.1568   1.0000
  12.500   0.7045   0.11563   0.10837   0.0476   0.1726   1.0000
  12.750   0.4267   0.15126   0.14434   0.0217   0.3363   1.0000
<< Back to NACA 16-018 (naca16018-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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