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=5


Details Polar file
Airfoil: NACA 16-018 (naca16018-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 20.63 at α=6.25°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-naca16018-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-naca16018-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -14.750  -0.7190   0.11317   0.10537  -0.0647   1.0000   0.0653
 -14.500  -0.7524   0.10588   0.09803  -0.0663   1.0000   0.0650
 -14.250  -0.7859   0.09961   0.09165  -0.0666   1.0000   0.0647
 -14.000  -0.8193   0.09415   0.08606  -0.0656   1.0000   0.0646
 -13.750  -0.8514   0.08942   0.08116  -0.0634   1.0000   0.0644
 -13.500  -0.8824   0.08527   0.07682  -0.0603   1.0000   0.0644
 -13.250  -0.9128   0.08156   0.07290  -0.0563   1.0000   0.0645
 -13.000  -0.9414   0.07828   0.06938  -0.0515   1.0000   0.0647
 -12.750  -0.9688   0.07533   0.06617  -0.0462   1.0000   0.0650
 -12.500  -0.9952   0.07270   0.06325  -0.0403   1.0000   0.0653
 -12.250  -0.9984   0.07054   0.06109  -0.0371   1.0000   0.0665
 -12.000  -1.0065   0.06860   0.05904  -0.0329   1.0000   0.0676
 -11.750  -1.0168   0.06666   0.05694  -0.0282   1.0000   0.0686
 -11.500  -1.0257   0.06471   0.05480  -0.0234   1.0000   0.0697
 -11.250  -1.0335   0.06271   0.05254  -0.0186   1.0000   0.0707
 -11.000  -1.0390   0.06073   0.05030  -0.0139   1.0000   0.0719
 -10.750  -1.0436   0.05889   0.04816  -0.0092   1.0000   0.0736
 -10.500  -1.0469   0.05709   0.04599  -0.0045   1.0000   0.0755
 -10.250  -1.0417   0.05516   0.04374  -0.0011   1.0000   0.0776
 -10.000  -1.0189   0.05329   0.04183  -0.0012   1.0000   0.0802
  -9.750  -0.9958   0.05155   0.03991  -0.0010   1.0000   0.0831
  -9.500  -0.9751   0.05004   0.03810  -0.0003   1.0000   0.0871
  -9.250  -0.9410   0.04846   0.03634  -0.0019   1.0000   0.0919
  -9.000  -0.9049   0.04723   0.03508  -0.0037   1.0000   0.0968
  -8.750  -0.8677   0.04628   0.03386  -0.0053   1.0000   0.1035
  -8.500  -0.8384   0.04544   0.03312  -0.0060   1.0000   0.1109
  -8.250  -0.8072   0.04479   0.03234  -0.0066   1.0000   0.1200
  -8.000  -0.7869   0.04404   0.03161  -0.0056   1.0000   0.1296
  -7.750  -0.7721   0.04323   0.03084  -0.0038   1.0000   0.1414
  -7.500  -0.7604   0.04236   0.03000  -0.0015   1.0000   0.1561
  -7.250  -0.7515   0.04141   0.02916   0.0012   1.0000   0.1753
  -7.000  -0.7456   0.04037   0.02831   0.0044   1.0000   0.2009
  -6.750  -0.7433   0.03920   0.02743   0.0081   1.0000   0.2377
  -6.500  -0.7452   0.03788   0.02653   0.0126   1.0000   0.2933
  -6.250  -0.7511   0.03642   0.02577   0.0181   1.0000   0.3794
  -6.000  -0.6611   0.04069   0.03151   0.0132   1.0000   0.6486
  -5.750  -0.6496   0.04150   0.03217   0.0172   1.0000   0.6936
  -5.500  -0.6384   0.04232   0.03279   0.0212   1.0000   0.7274
  -5.250  -0.6205   0.04344   0.03372   0.0240   1.0000   0.7558
  -5.000  -0.6066   0.04434   0.03444   0.0273   1.0000   0.7819
  -4.750  -0.5647   0.04634   0.03617   0.0262   1.0000   0.8044
  -4.500  -0.5405   0.04759   0.03724   0.0276   1.0000   0.8283
  -4.250  -0.4918   0.04922   0.03863   0.0245   1.0000   0.8468
  -4.000  -0.4591   0.04992   0.03913   0.0234   1.0000   0.8617
  -3.750  -0.4344   0.05024   0.03928   0.0234   1.0000   0.8747
  -3.500  -0.4047   0.05044   0.03931   0.0223   1.0000   0.8844
  -3.250  -0.3781   0.05050   0.03923   0.0215   1.0000   0.8932
  -3.000  -0.3608   0.05053   0.03913   0.0225   1.0000   0.9036
  -2.750  -0.3300   0.05051   0.03898   0.0208   1.0000   0.9100
  -2.500  -0.3125   0.05052   0.03888   0.0216   1.0000   0.9190
  -2.250  -0.2787   0.05043   0.03868   0.0190   0.9986   0.9245
  -2.000  -0.2534   0.05046   0.03859   0.0181   0.9959   0.9324
  -1.750  -0.2154   0.05040   0.03843   0.0146   0.9934   0.9368
  -1.500  -0.1843   0.05030   0.03825   0.0125   0.9903   0.9422
  -1.250  -0.1564   0.05031   0.03819   0.0110   0.9872   0.9481
  -1.000  -0.1205   0.05028   0.03811   0.0078   0.9844   0.9523
  -0.750  -0.0920   0.05023   0.03801   0.0062   0.9809   0.9573
  -0.500  -0.0632   0.05021   0.03796   0.0045   0.9772   0.9619
  -0.250  -0.0285   0.05020   0.03793   0.0016   0.9740   0.9657
   0.000   0.0000   0.05019   0.03791   0.0000   0.9699   0.9699
   0.250   0.0285   0.05020   0.03793  -0.0016   0.9657   0.9740
   0.500   0.0632   0.05021   0.03796  -0.0045   0.9619   0.9772
   0.750   0.0920   0.05022   0.03800  -0.0062   0.9574   0.9809
   1.000   0.1205   0.05027   0.03810  -0.0079   0.9524   0.9844
   1.250   0.1563   0.05030   0.03818  -0.0110   0.9482   0.9872
   1.500   0.1843   0.05028   0.03823  -0.0125   0.9423   0.9903
   1.750   0.2154   0.05038   0.03841  -0.0146   0.9369   0.9935
   2.000   0.2538   0.05045   0.03858  -0.0182   0.9325   0.9960
   2.250   0.2788   0.05041   0.03866  -0.0191   0.9245   0.9986
   2.500   0.3123   0.05050   0.03885  -0.0215   0.9191   1.0000
   2.750   0.3299   0.05049   0.03895  -0.0207   0.9101   1.0000
   3.000   0.3606   0.05051   0.03910  -0.0225   0.9037   1.0000
   3.250   0.3779   0.05048   0.03920  -0.0215   0.8933   1.0000
   3.500   0.4049   0.05041   0.03928  -0.0223   0.8846   1.0000
   3.750   0.4342   0.05021   0.03925  -0.0234   0.8747   1.0000
   4.000   0.4589   0.04989   0.03910  -0.0234   0.8618   1.0000
   4.250   0.4916   0.04919   0.03860  -0.0245   0.8469   1.0000
   4.500   0.5401   0.04757   0.03721  -0.0276   0.8284   1.0000
   4.750   0.5647   0.04631   0.03614  -0.0262   0.8046   1.0000
   5.000   0.6065   0.04432   0.03441  -0.0273   0.7820   1.0000
   5.250   0.6205   0.04341   0.03369  -0.0240   0.7560   1.0000
   5.500   0.6385   0.04228   0.03275  -0.0212   0.7275   1.0000
   5.750   0.6497   0.04147   0.03213  -0.0172   0.6937   1.0000
   6.000   0.6612   0.04065   0.03147  -0.0132   0.6488   1.0000
   6.250   0.7511   0.03640   0.02574  -0.0182   0.3791   1.0000
   6.500   0.7453   0.03785   0.02650  -0.0127   0.2932   1.0000
   6.750   0.7434   0.03917   0.02740  -0.0081   0.2377   1.0000
   7.000   0.7458   0.04034   0.02827  -0.0044   0.2009   1.0000
   7.250   0.7517   0.04138   0.02913  -0.0012   0.1753   1.0000
   7.500   0.7606   0.04232   0.02996   0.0015   0.1561   1.0000
   7.750   0.7723   0.04319   0.03080   0.0038   0.1414   1.0000
   8.000   0.7871   0.04401   0.03157   0.0056   0.1296   1.0000
   8.250   0.8074   0.04475   0.03231   0.0066   0.1200   1.0000
   8.500   0.8388   0.04541   0.03308   0.0059   0.1109   1.0000
   8.750   0.8682   0.04625   0.03383   0.0053   0.1035   1.0000
   9.000   0.9053   0.04720   0.03505   0.0037   0.0967   1.0000
   9.250   0.9415   0.04844   0.03632   0.0018   0.0919   1.0000
   9.500   0.9755   0.05002   0.03808   0.0002   0.0871   1.0000
   9.750   0.9962   0.05154   0.03989   0.0009   0.0830   1.0000
  10.000   1.0193   0.05328   0.04181   0.0011   0.0802   1.0000
  10.250   1.0422   0.05515   0.04372   0.0010   0.0776   1.0000
  10.500   1.0472   0.05707   0.04597   0.0044   0.0755   1.0000
  10.750   1.0439   0.05887   0.04814   0.0091   0.0736   1.0000
  11.000   1.0394   0.06071   0.05028   0.0139   0.0719   1.0000
  11.250   1.0339   0.06269   0.05252   0.0185   0.0707   1.0000
  11.500   1.0261   0.06469   0.05477   0.0234   0.0696   1.0000
  11.750   1.0173   0.06664   0.05691   0.0282   0.0686   1.0000
  12.000   1.0070   0.06858   0.05901   0.0329   0.0676   1.0000
  12.250   0.9991   0.07051   0.06105   0.0370   0.0665   1.0000
  12.500   0.9955   0.07267   0.06323   0.0402   0.0653   1.0000
  12.750   0.9691   0.07530   0.06614   0.0462   0.0650   1.0000
  13.000   0.9415   0.07825   0.06935   0.0515   0.0647   1.0000
  13.250   0.9126   0.08155   0.07289   0.0563   0.0645   1.0000
  13.500   0.8829   0.08522   0.07677   0.0603   0.0644   1.0000
  13.750   0.8519   0.08938   0.08112   0.0634   0.0644   1.0000
  14.000   0.8193   0.09414   0.08604   0.0656   0.0645   1.0000
  14.250   0.7861   0.09960   0.09164   0.0666   0.0647   1.0000
  14.500   0.7526   0.10587   0.09802   0.0663   0.0650   1.0000
  14.750   0.7193   0.11316   0.10535   0.0647   0.0653   1.0000
<< Back to NACA 16-018 (naca16018-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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