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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 16-018 (naca16018-il)