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