NACA 16009 (naca16009-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 16009 (naca16009-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 17.99 at α=4.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca16009-il-50000.txt Download as CSV file: xf-naca16009-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 16009
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
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 -0.5917 0.12785 0.12063 -0.0051 1.0000 0.2285
-10.500 -0.5973 0.12466 0.11751 -0.0058 1.0000 0.2385
-10.250 -0.6118 0.12260 0.11555 -0.0069 1.0000 0.2494
-10.000 -0.6090 0.11884 0.11182 -0.0063 1.0000 0.2630
-9.750 -0.6110 0.11544 0.10848 -0.0059 1.0000 0.2768
-9.500 -0.5875 0.11025 0.10325 -0.0036 1.0000 0.2950
-9.250 -0.5854 0.10693 0.09997 -0.0025 1.0000 0.3137
-9.000 -0.6041 0.10483 0.09799 -0.0019 1.0000 0.3313
-8.750 -0.5819 0.10028 0.09341 0.0005 1.0000 0.3556
-8.500 -0.5741 0.09668 0.08983 0.0025 1.0000 0.3794
-8.250 -0.5690 0.09339 0.08658 0.0047 1.0000 0.4059
-8.000 -0.5719 0.09100 0.08426 0.0078 1.0000 0.4397
-6.500 -0.7102 0.06376 0.05736 0.0003 1.0000 0.2964
-6.250 -0.7116 0.05477 0.04683 -0.0040 1.0000 0.1504
-6.000 -0.7017 0.05027 0.04160 -0.0009 1.0000 0.1243
-5.750 -0.6894 0.04645 0.03716 0.0023 1.0000 0.1114
-5.500 -0.6753 0.04275 0.03292 0.0052 1.0000 0.1041
-5.250 -0.6577 0.03991 0.02937 0.0081 1.0000 0.0991
-5.000 -0.6383 0.03710 0.02606 0.0104 1.0000 0.0993
-4.750 -0.6168 0.03428 0.02305 0.0118 1.0000 0.1050
-4.500 -0.2346 0.02518 0.01557 -0.0367 1.0000 1.0000
-4.250 -0.2215 0.02455 0.01462 -0.0353 1.0000 1.0000
-4.000 -0.2081 0.02401 0.01371 -0.0339 1.0000 1.0000
-3.750 -0.1947 0.02354 0.01298 -0.0323 1.0000 1.0000
-3.500 -0.1813 0.02312 0.01233 -0.0306 1.0000 1.0000
-3.250 -0.1679 0.02276 0.01176 -0.0288 1.0000 1.0000
-3.000 -0.1545 0.02244 0.01126 -0.0269 1.0000 1.0000
-2.750 -0.1410 0.02216 0.01081 -0.0250 1.0000 1.0000
-2.500 -0.1277 0.02191 0.01042 -0.0230 1.0000 1.0000
-2.250 -0.1144 0.02170 0.01002 -0.0209 1.0000 1.0000
-2.000 -0.1013 0.02151 0.00972 -0.0187 1.0000 1.0000
-1.750 -0.0883 0.02135 0.00946 -0.0165 1.0000 1.0000
-1.500 -0.0754 0.02122 0.00924 -0.0143 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0627 0.02110 0.00906 -0.0120 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0500 0.02101 0.00892 -0.0096 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0374 0.02095 0.00879 -0.0072 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0249 0.02090 0.00871 -0.0048 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0124 0.02087 0.00866 -0.0024 1.0000 1.0000
0.000 0.0000 0.02086 0.00865 0.0000 1.0000 1.0000
0.250 0.0125 0.02087 0.00866 0.0024 1.0000 1.0000
0.500 0.0249 0.02090 0.00871 0.0048 1.0000 1.0000
0.750 0.0374 0.02094 0.00879 0.0072 1.0000 1.0000
1.000 0.0500 0.02101 0.00892 0.0096 1.0000 1.0000
1.250 0.0627 0.02110 0.00906 0.0120 1.0000 1.0000
1.500 0.0754 0.02121 0.00924 0.0143 1.0000 1.0000
1.750 0.0883 0.02134 0.00945 0.0165 1.0000 1.0000
2.000 0.1013 0.02150 0.00971 0.0187 1.0000 1.0000
2.250 0.1144 0.02169 0.01001 0.0209 1.0000 1.0000
2.500 0.1277 0.02190 0.01041 0.0230 1.0000 1.0000
2.750 0.1411 0.02215 0.01080 0.0250 1.0000 1.0000
3.000 0.1545 0.02243 0.01124 0.0269 1.0000 1.0000
3.250 0.1680 0.02275 0.01175 0.0288 1.0000 1.0000
3.500 0.1814 0.02311 0.01232 0.0306 1.0000 1.0000
3.750 0.1948 0.02352 0.01296 0.0323 1.0000 1.0000
4.000 0.2083 0.02399 0.01369 0.0338 1.0000 1.0000
4.250 0.2216 0.02453 0.01460 0.0353 1.0000 1.0000
4.500 0.2348 0.02516 0.01555 0.0366 1.0000 1.0000
4.750 0.6167 0.03428 0.02304 -0.0118 0.1051 1.0000
5.000 0.6382 0.03710 0.02605 -0.0104 0.0993 1.0000
5.250 0.6576 0.03990 0.02936 -0.0081 0.0991 1.0000
5.500 0.6752 0.04274 0.03291 -0.0051 0.1040 1.0000
5.750 0.6894 0.04644 0.03714 -0.0022 0.1114 1.0000
6.000 0.7016 0.05025 0.04159 0.0010 0.1243 1.0000
6.250 0.7115 0.05476 0.04682 0.0041 0.1504 1.0000
6.500 0.7100 0.06419 0.05784 -0.0013 0.3081 1.0000
6.750 0.6567 0.07123 0.06507 -0.0089 0.4034 1.0000
8.250 0.5697 0.09340 0.08659 -0.0048 0.4057 1.0000
8.500 0.5748 0.09668 0.08984 -0.0026 0.3793 1.0000
8.750 0.5820 0.10026 0.09338 -0.0006 0.3554 1.0000
9.000 0.6042 0.10480 0.09796 0.0018 0.3313 1.0000
9.250 0.5858 0.10691 0.09995 0.0024 0.3135 1.0000
9.500 0.5888 0.11029 0.10329 0.0035 0.2947 1.0000
9.750 0.6110 0.11542 0.10845 0.0057 0.2767 1.0000
10.000 0.6091 0.11882 0.11179 0.0061 0.2629 1.0000
10.250 0.4672 0.11365 0.10694 0.0132 0.2745 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 16009 (naca16009-il)