NACA 16-021 (naca16021-il) Xfoil prediction polar at RE=200,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 16-021 (naca16021-il) Reynolds number: 200,000 Max Cl/Cd: 33.65 at α=6° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca16021-il-200000.txt Download as CSV file: xf-naca16021-il-200000.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 = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-18.250 -0.8482 0.12203 0.11783 -0.0673 1.0000 0.0471
-18.000 -0.8872 0.11320 0.10886 -0.0700 1.0000 0.0467
-17.750 -0.9258 0.10537 0.10085 -0.0715 1.0000 0.0465
-17.500 -0.9627 0.09854 0.09382 -0.0718 1.0000 0.0463
-17.250 -0.9981 0.09253 0.08760 -0.0711 1.0000 0.0462
-17.000 -1.0313 0.08726 0.08211 -0.0694 1.0000 0.0461
-16.750 -1.0626 0.08258 0.07720 -0.0669 1.0000 0.0462
-16.500 -1.0911 0.07848 0.07286 -0.0638 1.0000 0.0462
-16.250 -1.1174 0.07480 0.06895 -0.0603 1.0000 0.0464
-16.000 -1.1420 0.07149 0.06539 -0.0563 1.0000 0.0465
-15.750 -1.1648 0.06851 0.06216 -0.0519 1.0000 0.0467
-15.500 -1.1863 0.06585 0.05924 -0.0473 1.0000 0.0469
-15.250 -1.2074 0.06351 0.05664 -0.0422 1.0000 0.0472
-15.000 -1.2197 0.06097 0.05387 -0.0380 1.0000 0.0476
-14.750 -1.2060 0.05913 0.05205 -0.0372 1.0000 0.0486
-14.500 -1.2051 0.05778 0.05064 -0.0343 1.0000 0.0494
-14.250 -1.2036 0.05649 0.04927 -0.0315 1.0000 0.0502
-14.000 -1.2037 0.05510 0.04775 -0.0283 1.0000 0.0509
-13.750 -1.2038 0.05363 0.04612 -0.0249 1.0000 0.0518
-13.500 -1.2030 0.05216 0.04445 -0.0216 1.0000 0.0525
-13.250 -1.2024 0.05078 0.04286 -0.0181 1.0000 0.0534
-13.000 -1.2042 0.04958 0.04143 -0.0141 1.0000 0.0541
-12.750 -1.1811 0.04808 0.03984 -0.0142 1.0000 0.0556
-12.500 -1.1642 0.04721 0.03900 -0.0132 1.0000 0.0569
-12.250 -1.1527 0.04637 0.03810 -0.0112 1.0000 0.0581
-12.000 -1.1405 0.04552 0.03716 -0.0093 1.0000 0.0594
-11.750 -1.1287 0.04471 0.03623 -0.0073 1.0000 0.0608
-11.500 -1.1195 0.04396 0.03532 -0.0048 1.0000 0.0621
-11.250 -1.0925 0.04314 0.03449 -0.0052 1.0000 0.0641
-11.000 -1.0760 0.04252 0.03390 -0.0040 1.0000 0.0658
-10.750 -1.0621 0.04193 0.03329 -0.0023 1.0000 0.0675
-10.500 -1.0496 0.04134 0.03263 -0.0003 1.0000 0.0695
-10.250 -1.0385 0.04080 0.03197 0.0020 1.0000 0.0714
-10.000 -1.0201 0.04012 0.03135 0.0030 1.0000 0.0741
-9.750 -1.0095 0.03952 0.03078 0.0053 1.0000 0.0765
-9.500 -0.9992 0.03896 0.03018 0.0077 1.0000 0.0792
-9.250 -0.9892 0.03846 0.02958 0.0102 1.0000 0.0820
-9.000 -0.9811 0.03765 0.02886 0.0129 1.0000 0.0857
-8.750 -0.9736 0.03706 0.02827 0.0158 1.0000 0.0898
-8.500 -0.9656 0.03650 0.02765 0.0187 1.0000 0.0946
-8.250 -0.8717 0.03580 0.02711 0.0032 0.9799 0.1178
-8.000 -0.8677 0.03500 0.02640 0.0067 0.9781 0.1297
-7.750 -0.8631 0.03429 0.02577 0.0102 0.9767 0.1454
-7.500 -0.8518 0.03352 0.02515 0.0122 0.9738 0.1699
-7.250 -0.8357 0.03253 0.02442 0.0131 0.9675 0.2109
-7.000 -0.8389 0.03149 0.02364 0.0181 0.9641 0.2533
-6.750 -0.8475 0.03045 0.02292 0.0242 0.9623 0.3065
-6.500 -0.8601 0.02930 0.02215 0.0312 0.9602 0.3739
-6.250 -0.8766 0.02789 0.02120 0.0393 0.9534 0.4541
-6.000 -0.9012 0.02680 0.02054 0.0496 0.9508 0.5232
-5.750 -0.8347 0.02804 0.02284 0.0428 0.9483 0.7025
-5.500 -0.7977 0.02917 0.02397 0.0414 0.9460 0.7398
-5.250 -0.7422 0.03111 0.02583 0.0365 0.9441 0.7616
-4.750 -0.7226 0.03219 0.02681 0.0444 0.9344 0.7891
-4.500 -0.6485 0.03512 0.02963 0.0363 0.9328 0.7916
-4.250 -0.6310 0.03555 0.02996 0.0382 0.9305 0.8043
-4.000 -0.5583 0.03779 0.03208 0.0297 0.9295 0.8053
-3.250 -0.4205 0.04272 0.03683 0.0205 0.9198 0.8219
-3.000 -0.3539 0.04447 0.03853 0.0132 0.9186 0.8244
-2.750 -0.3345 0.04469 0.03869 0.0142 0.9162 0.8354
-2.500 -0.2827 0.04524 0.03917 0.0088 0.9150 0.8376
-2.250 -0.2551 0.04570 0.03962 0.0084 0.9096 0.8398
-2.000 -0.2242 0.04608 0.03997 0.0071 0.9062 0.8431
-1.750 -0.2161 0.04581 0.03966 0.0101 0.9026 0.8530
-1.500 -0.1669 0.04607 0.03987 0.0051 0.9010 0.8544
-1.250 -0.1192 0.04629 0.04007 0.0003 0.8997 0.8563
-1.000 -0.1465 0.04620 0.03998 0.0104 0.8908 0.8679
-0.750 -0.1018 0.04635 0.04010 0.0062 0.8883 0.8692
-0.500 -0.0562 0.04646 0.04020 0.0018 0.8864 0.8708
-0.250 -0.0101 0.04651 0.04025 -0.0027 0.8848 0.8729
0.000 0.0271 0.04657 0.04030 -0.0054 0.8824 0.8762
0.250 0.0102 0.04651 0.04025 0.0026 0.8729 0.8848
0.500 0.0562 0.04646 0.04021 -0.0018 0.8708 0.8864
0.750 0.1018 0.04635 0.04010 -0.0062 0.8692 0.8883
1.000 0.1464 0.04620 0.03997 -0.0104 0.8679 0.8908
1.250 0.1192 0.04628 0.04006 -0.0003 0.8563 0.8997
1.500 0.1671 0.04606 0.03986 -0.0051 0.8544 0.9010
1.750 0.2161 0.04580 0.03965 -0.0101 0.8530 0.9026
2.000 0.2243 0.04607 0.03995 -0.0071 0.8431 0.9063
2.250 0.2547 0.04569 0.03960 -0.0083 0.8398 0.9097
2.500 0.2826 0.04523 0.03916 -0.0088 0.8376 0.9150
2.750 0.3342 0.04469 0.03868 -0.0141 0.8354 0.9162
3.000 0.3538 0.04446 0.03851 -0.0132 0.8244 0.9186
3.250 0.4204 0.04270 0.03681 -0.0205 0.8219 0.9198
3.500 0.5146 0.03939 0.03357 -0.0323 0.8201 0.9203
4.000 0.5584 0.03776 0.03206 -0.0298 0.8054 0.9295
4.250 0.6310 0.03553 0.02994 -0.0382 0.8043 0.9305
4.500 0.6486 0.03510 0.02960 -0.0363 0.7917 0.9329
4.750 0.7224 0.03218 0.02680 -0.0444 0.7892 0.9344
5.250 0.7425 0.03108 0.02580 -0.0366 0.7616 0.9441
5.500 0.7977 0.02914 0.02394 -0.0414 0.7399 0.9460
5.750 0.8348 0.02801 0.02281 -0.0428 0.7025 0.9483
6.000 0.9012 0.02678 0.02051 -0.0496 0.5233 0.9507
6.250 0.8765 0.02786 0.02118 -0.0393 0.4539 0.9534
6.500 0.8599 0.02927 0.02212 -0.0311 0.3737 0.9602
6.750 0.8475 0.03041 0.02288 -0.0242 0.3067 0.9622
7.000 0.8389 0.03146 0.02361 -0.0181 0.2533 0.9641
7.250 0.8358 0.03249 0.02439 -0.0131 0.2110 0.9676
7.500 0.8515 0.03348 0.02510 -0.0121 0.1701 0.9737
7.750 0.8627 0.03424 0.02572 -0.0101 0.1456 0.9765
8.000 0.8675 0.03495 0.02634 -0.0067 0.1298 0.9780
8.250 0.8718 0.03575 0.02705 -0.0032 0.1178 0.9799
8.500 0.9659 0.03645 0.02760 -0.0188 0.0946 1.0000
8.750 0.9739 0.03701 0.02822 -0.0159 0.0898 1.0000
9.000 0.9814 0.03759 0.02880 -0.0130 0.0857 1.0000
9.250 0.9895 0.03841 0.02952 -0.0103 0.0820 1.0000
9.500 0.9996 0.03891 0.03012 -0.0078 0.0791 1.0000
9.750 1.0099 0.03946 0.03072 -0.0053 0.0764 1.0000
10.000 1.0206 0.04006 0.03129 -0.0031 0.0741 1.0000
10.250 1.0388 0.04074 0.03191 -0.0021 0.0714 1.0000
10.500 1.0499 0.04129 0.03257 0.0002 0.0695 1.0000
10.750 1.0626 0.04187 0.03322 0.0022 0.0675 1.0000
11.000 1.0766 0.04246 0.03384 0.0039 0.0658 1.0000
11.250 1.0930 0.04308 0.03442 0.0051 0.0641 1.0000
11.500 1.1203 0.04391 0.03526 0.0046 0.0621 1.0000
11.750 1.1294 0.04466 0.03617 0.0072 0.0608 1.0000
12.000 1.1411 0.04546 0.03710 0.0092 0.0594 1.0000
12.250 1.1535 0.04631 0.03804 0.0111 0.0581 1.0000
12.500 1.1649 0.04715 0.03894 0.0131 0.0569 1.0000
12.750 1.1817 0.04802 0.03978 0.0141 0.0556 1.0000
13.000 1.2054 0.04953 0.04138 0.0139 0.0541 1.0000
13.250 1.2034 0.05073 0.04280 0.0180 0.0534 1.0000
13.500 1.2040 0.05210 0.04439 0.0214 0.0526 1.0000
13.750 1.2047 0.05357 0.04606 0.0248 0.0518 1.0000
14.000 1.2045 0.05504 0.04769 0.0282 0.0510 1.0000
14.250 1.2045 0.05644 0.04921 0.0314 0.0502 1.0000
14.500 1.2059 0.05769 0.05055 0.0342 0.0493 1.0000
14.750 1.2069 0.05906 0.05197 0.0371 0.0486 1.0000
15.000 1.2194 0.06086 0.05376 0.0381 0.0476 1.0000
15.250 1.2079 0.06343 0.05655 0.0421 0.0472 1.0000
15.500 1.1871 0.06576 0.05915 0.0472 0.0469 1.0000
15.750 1.1661 0.06842 0.06206 0.0518 0.0467 1.0000
16.000 1.1434 0.07139 0.06528 0.0562 0.0465 1.0000
16.250 1.1188 0.07468 0.06882 0.0602 0.0464 1.0000
16.500 1.0920 0.07836 0.07274 0.0638 0.0462 1.0000
16.750 1.0632 0.08248 0.07709 0.0669 0.0461 1.0000
17.000 1.0325 0.08711 0.08195 0.0693 0.0461 1.0000
17.250 0.9994 0.09236 0.08742 0.0710 0.0462 1.0000
17.500 0.9643 0.09834 0.09362 0.0718 0.0463 1.0000
17.750 0.9265 0.10527 0.10075 0.0715 0.0465 1.0000
18.000 0.8878 0.11312 0.10877 0.0700 0.0467 1.0000
18.250 0.8479 0.12212 0.11792 0.0672 0.0471 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 16-021 (naca16021-il)