NACA 16-021 (naca16021-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 16-021 (naca16021-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 28.33 at α=6.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca16021-il-100000.txt Download as CSV file: xf-naca16021-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: NACA 16-021
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-15.250 -0.9553 0.09943 0.09341 -0.0615 1.0000 0.0822
-15.000 -0.9818 0.09481 0.08867 -0.0588 1.0000 0.0819
-14.750 -1.0119 0.09059 0.08428 -0.0552 1.0000 0.0817
-14.500 -1.0409 0.08671 0.08024 -0.0510 1.0000 0.0815
-14.250 -1.0704 0.08319 0.07652 -0.0461 1.0000 0.0814
-14.000 -1.0988 0.07997 0.07309 -0.0407 1.0000 0.0813
-13.750 -1.1266 0.07703 0.06993 -0.0347 1.0000 0.0813
-13.500 -1.1529 0.07432 0.06699 -0.0285 1.0000 0.0813
-13.250 -1.1781 0.07184 0.06426 -0.0218 1.0000 0.0814
-13.000 -1.2015 0.06954 0.06171 -0.0150 1.0000 0.0815
-12.750 -1.2233 0.06743 0.05933 -0.0080 1.0000 0.0816
-12.500 -1.2431 0.06547 0.05709 -0.0009 1.0000 0.0818
-12.250 -1.2613 0.06368 0.05503 0.0063 1.0000 0.0820
-12.000 -1.2818 0.06231 0.05337 0.0142 1.0000 0.0823
-11.750 -1.2475 0.05842 0.04947 0.0111 1.0000 0.0847
-11.500 -1.2338 0.05675 0.04774 0.0126 1.0000 0.0866
-11.250 -1.2284 0.05508 0.04588 0.0159 1.0000 0.0881
-11.000 -1.2216 0.05333 0.04386 0.0190 1.0000 0.0896
-10.750 -1.2140 0.05169 0.04193 0.0222 1.0000 0.0913
-10.500 -1.2122 0.05044 0.04036 0.0265 1.0000 0.0930
-10.250 -1.1607 0.04797 0.03786 0.0210 1.0000 0.0970
-10.000 -1.1320 0.04669 0.03650 0.0202 1.0000 0.1004
-9.750 -1.1075 0.04557 0.03520 0.0203 1.0000 0.1042
-9.500 -1.0640 0.04426 0.03389 0.0169 1.0000 0.1099
-9.250 -1.0355 0.04344 0.03309 0.0162 1.0000 0.1154
-9.000 -1.0043 0.04260 0.03217 0.0153 1.0000 0.1222
-8.750 -0.9807 0.04189 0.03160 0.0154 1.0000 0.1302
-8.500 -0.9575 0.04114 0.03092 0.0158 1.0000 0.1401
-8.250 -0.9412 0.04043 0.03024 0.0174 1.0000 0.1519
-8.000 -0.9296 0.03965 0.02956 0.0198 1.0000 0.1667
-7.750 -0.9216 0.03869 0.02883 0.0227 1.0000 0.1851
-7.500 -0.9186 0.03764 0.02804 0.0265 1.0000 0.2085
-7.250 -0.9197 0.03646 0.02718 0.0311 1.0000 0.2430
-7.000 -0.9274 0.03503 0.02625 0.0370 1.0000 0.2974
-6.750 -0.9436 0.03334 0.02531 0.0446 1.0000 0.3867
-6.500 -0.8478 0.03895 0.03274 0.0377 1.0000 0.6813
-6.250 -0.8333 0.04045 0.03413 0.0416 1.0000 0.7133
-6.000 -0.8325 0.04115 0.03474 0.0474 1.0000 0.7389
-5.750 -0.7960 0.04409 0.03751 0.0479 1.0000 0.7563
-5.500 -0.7615 0.04657 0.03983 0.0482 1.0000 0.7722
-5.250 -0.6941 0.05029 0.04335 0.0429 1.0000 0.7806
-5.000 -0.6559 0.05225 0.04516 0.0418 1.0000 0.7931
-4.750 -0.6240 0.05381 0.04659 0.0415 1.0000 0.8067
-4.500 -0.5935 0.05526 0.04792 0.0412 1.0000 0.8209
-4.250 -0.5287 0.05779 0.05031 0.0351 1.0000 0.8314
-4.000 -0.4775 0.05968 0.05209 0.0312 1.0000 0.8461
-3.750 -0.4348 0.06090 0.05321 0.0282 1.0000 0.8601
-3.500 -0.4022 0.06157 0.05379 0.0265 1.0000 0.8730
-3.250 -0.3729 0.06212 0.05427 0.0253 1.0000 0.8865
-3.000 -0.3447 0.06267 0.05475 0.0242 1.0000 0.9003
-2.750 -0.3162 0.06326 0.05526 0.0229 1.0000 0.9143
-2.500 -0.2724 0.06350 0.05544 0.0185 1.0000 0.9252
-2.250 -0.2145 0.06438 0.05626 0.0115 1.0000 0.9482
-2.000 -0.1174 0.06564 0.05739 -0.0040 1.0000 0.9868
-1.750 -0.0625 0.06621 0.05783 -0.0122 1.0000 1.0000
-1.500 -0.0538 0.06593 0.05753 -0.0105 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0450 0.06569 0.05727 -0.0087 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0361 0.06550 0.05707 -0.0070 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0271 0.06536 0.05691 -0.0053 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0181 0.06525 0.05679 -0.0035 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0091 0.06519 0.05672 -0.0018 1.0000 1.0000
0.000 0.0000 0.06516 0.05670 0.0000 1.0000 1.0000
0.250 0.0091 0.06518 0.05672 0.0018 1.0000 1.0000
0.500 0.0181 0.06524 0.05678 0.0035 1.0000 1.0000
0.750 0.0271 0.06534 0.05689 0.0053 1.0000 1.0000
1.000 0.0361 0.06548 0.05705 0.0070 1.0000 1.0000
1.250 0.0450 0.06567 0.05725 0.0087 1.0000 1.0000
1.500 0.0538 0.06590 0.05750 0.0105 1.0000 1.0000
1.750 0.0625 0.06617 0.05780 0.0122 1.0000 1.0000
2.000 0.1170 0.06560 0.05735 0.0041 0.9869 1.0000
2.250 0.2144 0.06435 0.05622 -0.0115 0.9483 1.0000
2.500 0.2726 0.06348 0.05542 -0.0185 0.9254 1.0000
2.750 0.3158 0.06321 0.05522 -0.0228 0.9144 1.0000
3.000 0.3444 0.06263 0.05470 -0.0241 0.9004 1.0000
3.250 0.3726 0.06209 0.05423 -0.0253 0.8866 1.0000
3.500 0.4020 0.06153 0.05375 -0.0265 0.8731 1.0000
3.750 0.4348 0.06086 0.05317 -0.0282 0.8602 1.0000
4.000 0.4778 0.05963 0.05204 -0.0312 0.8463 1.0000
4.250 0.5294 0.05773 0.05025 -0.0353 0.8317 1.0000
4.500 0.5932 0.05523 0.04789 -0.0412 0.8209 1.0000
4.750 0.6238 0.05377 0.04655 -0.0414 0.8067 1.0000
5.000 0.6558 0.05221 0.04512 -0.0418 0.7932 1.0000
5.250 0.6944 0.05024 0.04330 -0.0430 0.7808 1.0000
5.500 0.7610 0.04657 0.03983 -0.0482 0.7723 1.0000
5.750 0.7956 0.04409 0.03750 -0.0479 0.7564 1.0000
6.000 0.8321 0.04115 0.03474 -0.0474 0.7390 1.0000
6.250 0.8334 0.04040 0.03409 -0.0417 0.7135 1.0000
6.500 0.8481 0.03890 0.03268 -0.0378 0.6815 1.0000
6.750 0.9437 0.03331 0.02527 -0.0446 0.3863 1.0000
7.000 0.9275 0.03500 0.02621 -0.0370 0.2972 1.0000
7.250 0.9199 0.03642 0.02714 -0.0312 0.2430 1.0000
7.500 0.9188 0.03760 0.02800 -0.0266 0.2085 1.0000
7.750 0.9218 0.03865 0.02879 -0.0227 0.1850 1.0000
8.000 0.9299 0.03961 0.02952 -0.0198 0.1666 1.0000
8.250 0.9415 0.04039 0.03020 -0.0175 0.1519 1.0000
8.500 0.9579 0.04110 0.03087 -0.0159 0.1401 1.0000
8.750 0.9810 0.04185 0.03155 -0.0155 0.1302 1.0000
9.000 1.0048 0.04256 0.03213 -0.0154 0.1221 1.0000
9.250 1.0359 0.04340 0.03305 -0.0163 0.1154 1.0000
9.500 1.0643 0.04422 0.03385 -0.0170 0.1098 1.0000
9.750 1.1078 0.04554 0.03517 -0.0204 0.1042 1.0000
10.000 1.1325 0.04666 0.03647 -0.0203 0.1004 1.0000
10.250 1.1612 0.04795 0.03783 -0.0211 0.0970 1.0000
10.500 1.2123 0.05041 0.04033 -0.0266 0.0930 1.0000
10.750 1.2147 0.05168 0.04192 -0.0223 0.0913 1.0000
11.000 1.2222 0.05332 0.04384 -0.0192 0.0896 1.0000
11.250 1.2290 0.05507 0.04587 -0.0160 0.0881 1.0000
11.500 1.2344 0.05675 0.04773 -0.0127 0.0866 1.0000
11.750 1.2481 0.05841 0.04947 -0.0112 0.0847 1.0000
12.000 1.2822 0.06229 0.05335 -0.0143 0.0823 1.0000
12.250 1.2623 0.06370 0.05505 -0.0065 0.0820 1.0000
12.500 1.2438 0.06546 0.05709 0.0008 0.0818 1.0000
12.750 1.2240 0.06742 0.05932 0.0078 0.0816 1.0000
13.000 1.2025 0.06954 0.06170 0.0148 0.0815 1.0000
13.250 1.1790 0.07183 0.06425 0.0217 0.0814 1.0000
13.500 1.1541 0.07431 0.06697 0.0283 0.0813 1.0000
13.750 1.1278 0.07700 0.06990 0.0346 0.0813 1.0000
14.000 1.1000 0.07994 0.07306 0.0406 0.0813 1.0000
14.250 1.0716 0.08316 0.07649 0.0460 0.0814 1.0000
14.500 1.0416 0.08666 0.08018 0.0510 0.0815 1.0000
14.750 1.0128 0.09053 0.08423 0.0552 0.0817 1.0000
15.000 0.9838 0.09476 0.08861 0.0587 0.0820 1.0000
15.250 0.9567 0.09936 0.09335 0.0615 0.0822 1.0000
15.500 0.7289 0.12957 0.12429 0.0564 0.0951 1.0000
15.750 0.7449 0.13009 0.12479 0.0587 0.0943 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 16-021 (naca16021-il)