NACA 16-021 (naca16021-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: NACA 16-021 (naca16021-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 21.9 at α=8.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-naca16021-il-50000.txt Download as CSV file: xf-naca16021-il-50000.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 = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-13.750 -0.6351 0.14506 0.13747 -0.0382 1.0000 0.1982
-13.500 -0.6303 0.14056 0.13294 -0.0379 1.0000 0.1925
-13.250 -0.9518 0.10029 0.09250 -0.0448 1.0000 0.1504
-13.000 -0.9752 0.09594 0.08805 -0.0411 1.0000 0.1498
-12.750 -1.0031 0.09197 0.08396 -0.0363 1.0000 0.1492
-12.500 -1.0333 0.08839 0.08022 -0.0306 1.0000 0.1485
-12.250 -1.0643 0.08519 0.07686 -0.0241 1.0000 0.1479
-12.000 -1.0954 0.08233 0.07381 -0.0169 1.0000 0.1474
-11.750 -1.1256 0.07979 0.07107 -0.0092 1.0000 0.1469
-11.500 -1.1534 0.07744 0.06851 -0.0014 1.0000 0.1466
-11.250 -1.1776 0.07502 0.06584 0.0063 1.0000 0.1464
-11.000 -1.1967 0.07243 0.06296 0.0132 1.0000 0.1465
-10.750 -1.2130 0.06993 0.06014 0.0200 1.0000 0.1472
-10.500 -1.2271 0.06754 0.05739 0.0266 1.0000 0.1482
-10.250 -1.2391 0.06529 0.05473 0.0332 1.0000 0.1495
-10.000 -1.2374 0.06258 0.05173 0.0372 1.0000 0.1517
-9.750 -1.2122 0.05992 0.04902 0.0368 1.0000 0.1559
-9.500 -1.1971 0.05768 0.04653 0.0387 1.0000 0.1598
-9.250 -1.1889 0.05574 0.04420 0.0420 1.0000 0.1643
-9.000 -1.1551 0.05332 0.04170 0.0403 1.0000 0.1718
-8.750 -1.1254 0.05142 0.03953 0.0397 1.0000 0.1806
-8.500 -1.0667 0.04919 0.03726 0.0334 1.0000 0.1977
-8.250 -0.9422 0.04713 0.03572 0.0157 1.0000 0.2456
-8.000 -0.8872 0.04608 0.03527 0.0112 1.0000 0.3048
-7.750 -0.8722 0.04449 0.03466 0.0136 1.0000 0.3812
-7.500 -0.7898 0.05222 0.04429 0.0157 1.0000 0.6380
-7.250 -0.7259 0.05986 0.05149 0.0174 1.0000 0.6828
-7.000 -0.6672 0.06527 0.05649 0.0172 1.0000 0.7167
-6.750 -0.6033 0.06977 0.06064 0.0148 1.0000 0.7471
-6.500 -0.5449 0.07293 0.06347 0.0119 1.0000 0.7773
-6.250 -0.4906 0.07506 0.06533 0.0086 1.0000 0.8080
-6.000 -0.4347 0.07663 0.06663 0.0042 1.0000 0.8404
-5.750 -0.3745 0.07774 0.06748 -0.0016 1.0000 0.8775
-5.500 -0.1704 0.07827 0.06724 -0.0376 1.0000 1.0000
-5.250 -0.1652 0.07710 0.06596 -0.0362 1.0000 1.0000
-5.000 -0.1596 0.07602 0.06479 -0.0348 1.0000 1.0000
-4.750 -0.1536 0.07502 0.06371 -0.0333 1.0000 1.0000
-4.500 -0.1473 0.07411 0.06270 -0.0317 1.0000 1.0000
-4.250 -0.1407 0.07327 0.06178 -0.0302 1.0000 1.0000
-4.000 -0.1339 0.07251 0.06093 -0.0285 1.0000 1.0000
-3.750 -0.1267 0.07180 0.06016 -0.0269 1.0000 1.0000
-3.500 -0.1193 0.07116 0.05944 -0.0252 1.0000 1.0000
-3.250 -0.1117 0.07057 0.05879 -0.0235 1.0000 1.0000
-3.000 -0.1039 0.07004 0.05820 -0.0217 1.0000 1.0000
-2.750 -0.0959 0.06956 0.05766 -0.0200 1.0000 1.0000
-2.500 -0.0877 0.06913 0.05718 -0.0182 1.0000 1.0000
-2.250 -0.0794 0.06875 0.05675 -0.0164 1.0000 1.0000
-2.000 -0.0709 0.06841 0.05637 -0.0146 1.0000 1.0000
-1.750 -0.0623 0.06812 0.05604 -0.0128 1.0000 1.0000
-1.500 -0.0536 0.06786 0.05576 -0.0110 1.0000 1.0000
-1.250 -0.0448 0.06765 0.05552 -0.0092 1.0000 1.0000
-1.000 -0.0359 0.06748 0.05532 -0.0074 1.0000 1.0000
-0.750 -0.0270 0.06735 0.05517 -0.0055 1.0000 1.0000
-0.500 -0.0180 0.06725 0.05506 -0.0037 1.0000 1.0000
-0.250 -0.0090 0.06719 0.05500 -0.0018 1.0000 1.0000
0.000 0.0000 0.06717 0.05497 0.0000 1.0000 1.0000
0.250 0.0090 0.06719 0.05499 0.0018 1.0000 1.0000
0.500 0.0180 0.06724 0.05505 0.0037 1.0000 1.0000
0.750 0.0270 0.06733 0.05516 0.0055 1.0000 1.0000
1.000 0.0359 0.06746 0.05530 0.0074 1.0000 1.0000
1.250 0.0448 0.06763 0.05549 0.0092 1.0000 1.0000
1.500 0.0536 0.06784 0.05573 0.0110 1.0000 1.0000
1.750 0.0623 0.06808 0.05601 0.0128 1.0000 1.0000
2.000 0.0709 0.06837 0.05633 0.0146 1.0000 1.0000
2.250 0.0794 0.06871 0.05671 0.0164 1.0000 1.0000
2.500 0.0877 0.06909 0.05713 0.0182 1.0000 1.0000
2.750 0.0959 0.06951 0.05761 0.0200 1.0000 1.0000
3.000 0.1039 0.06999 0.05814 0.0217 1.0000 1.0000
3.250 0.1118 0.07051 0.05873 0.0235 1.0000 1.0000
3.500 0.1194 0.07109 0.05937 0.0252 1.0000 1.0000
3.750 0.1268 0.07173 0.06008 0.0269 1.0000 1.0000
4.000 0.1339 0.07243 0.06085 0.0285 1.0000 1.0000
4.250 0.1408 0.07319 0.06169 0.0302 1.0000 1.0000
4.500 0.1474 0.07402 0.06261 0.0318 1.0000 1.0000
4.750 0.1537 0.07493 0.06361 0.0333 1.0000 1.0000
5.000 0.1597 0.07591 0.06468 0.0348 1.0000 1.0000
5.250 0.1653 0.07698 0.06585 0.0362 1.0000 1.0000
5.500 0.1705 0.07815 0.06712 0.0376 1.0000 1.0000
5.750 0.3746 0.07766 0.06741 0.0016 0.8779 1.0000
6.000 0.4341 0.07656 0.06656 -0.0041 0.8407 1.0000
6.250 0.4899 0.07501 0.06528 -0.0085 0.8083 1.0000
6.500 0.5444 0.07288 0.06342 -0.0118 0.7776 1.0000
6.750 0.6035 0.06970 0.06056 -0.0148 0.7474 1.0000
7.000 0.6681 0.06516 0.05638 -0.0173 0.7171 1.0000
7.250 0.7266 0.05977 0.05139 -0.0175 0.6831 1.0000
7.500 0.7888 0.05229 0.04436 -0.0157 0.6383 1.0000
7.750 0.8723 0.04444 0.03461 -0.0136 0.3810 1.0000
8.000 0.8876 0.04604 0.03522 -0.0113 0.3045 1.0000
8.250 0.9426 0.04710 0.03569 -0.0158 0.2455 1.0000
8.500 1.0671 0.04917 0.03724 -0.0335 0.1977 1.0000
8.750 1.1255 0.05140 0.03950 -0.0397 0.1806 1.0000
9.000 1.1552 0.05330 0.04168 -0.0403 0.1718 1.0000
9.250 1.1891 0.05573 0.04418 -0.0421 0.1643 1.0000
9.500 1.1972 0.05766 0.04651 -0.0387 0.1598 1.0000
9.750 1.2123 0.05990 0.04900 -0.0368 0.1559 1.0000
10.000 1.2373 0.06255 0.05170 -0.0372 0.1517 1.0000
10.250 1.2393 0.06527 0.05470 -0.0332 0.1495 1.0000
10.500 1.2273 0.06752 0.05736 -0.0266 0.1482 1.0000
10.750 1.2134 0.06991 0.06012 -0.0201 0.1472 1.0000
11.000 1.1970 0.07241 0.06294 -0.0133 0.1466 1.0000
11.250 1.1780 0.07500 0.06582 -0.0063 0.1464 1.0000
11.500 1.1541 0.07743 0.06850 0.0012 0.1466 1.0000
11.750 1.1262 0.07978 0.07105 0.0091 0.1469 1.0000
12.000 1.0960 0.08232 0.07379 0.0169 0.1474 1.0000
12.250 1.0650 0.08516 0.07682 0.0240 0.1479 1.0000
12.500 1.0339 0.08835 0.08019 0.0306 0.1485 1.0000
12.750 1.0038 0.09193 0.08392 0.0363 0.1492 1.0000
13.000 0.9762 0.09589 0.08800 0.0410 0.1498 1.0000
13.250 0.9528 0.10024 0.09245 0.0448 0.1504 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 16-021 (naca16021-il)