Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

NACA 16-021 (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
<< Back to NACA 16-021 (naca16021-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to NACA 16-021 (naca16021-il)