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

Polar data table (+)

Polar graphs


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