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=5


Details Polar file
Airfoil: NACA 16-021 (naca16021-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 17.93 at α=7.5°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-naca16021-il-50000-n5.txt
Download as CSV file: xf-naca16021-il-50000-n5.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 =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
 -15.750  -0.7344   0.12391   0.11596  -0.0623   1.0000   0.0785
 -15.500  -0.8304   0.10682   0.09857  -0.0671   1.0000   0.0762
 -15.250  -0.8856   0.09854   0.09001  -0.0663   1.0000   0.0755
 -15.000  -0.9174   0.09358   0.08483  -0.0641   1.0000   0.0757
 -14.750  -0.9430   0.08953   0.08059  -0.0614   1.0000   0.0761
 -14.500  -0.9646   0.08603   0.07690  -0.0584   1.0000   0.0767
 -14.250  -0.9840   0.08284   0.07350  -0.0550   1.0000   0.0775
 -14.000  -1.0017   0.07987   0.07031  -0.0514   1.0000   0.0783
 -13.750  -1.0178   0.07706   0.06727  -0.0475   1.0000   0.0793
 -13.500  -1.0319   0.07440   0.06435  -0.0435   1.0000   0.0803
 -13.250  -1.0434   0.07185   0.06151  -0.0395   1.0000   0.0815
 -13.000  -1.0519   0.06943   0.05876  -0.0356   1.0000   0.0826
 -12.750  -1.0572   0.06715   0.05611  -0.0318   1.0000   0.0838
 -12.500  -1.0434   0.06562   0.05460  -0.0306   1.0000   0.0858
 -12.250  -1.0358   0.06421   0.05310  -0.0284   1.0000   0.0881
 -12.000  -1.0282   0.06273   0.05146  -0.0262   1.0000   0.0907
 -11.750  -1.0175   0.06120   0.04967  -0.0242   1.0000   0.0936
 -11.500  -0.9985   0.05981   0.04802  -0.0233   1.0000   0.0967
 -11.250  -0.9759   0.05886   0.04713  -0.0230   1.0000   0.1002
 -11.000  -0.9587   0.05791   0.04607  -0.0219   1.0000   0.1047
 -10.750  -0.9359   0.05707   0.04503  -0.0213   1.0000   0.1101
 -10.500  -0.9129   0.05642   0.04447  -0.0210   1.0000   0.1155
 -10.250  -0.8906   0.05585   0.04372  -0.0203   1.0000   0.1227
 -10.000  -0.8715   0.05524   0.04319  -0.0194   1.0000   0.1302
  -9.750  -0.8535   0.05466   0.04252  -0.0181   1.0000   0.1398
  -9.500  -0.8414   0.05388   0.04180  -0.0162   1.0000   0.1496
  -9.250  -0.8305   0.05306   0.04102  -0.0141   1.0000   0.1613
  -9.000  -0.8216   0.05218   0.04020  -0.0118   1.0000   0.1754
  -8.750  -0.8150   0.05122   0.03934  -0.0091   1.0000   0.1923
  -8.500  -0.8104   0.05017   0.03843  -0.0061   1.0000   0.2129
  -8.250  -0.8075   0.04907   0.03750  -0.0028   1.0000   0.2394
  -8.000  -0.8076   0.04784   0.03653   0.0010   1.0000   0.2734
  -7.750  -0.8102   0.04653   0.03559   0.0053   1.0000   0.3181
  -7.500  -0.8122   0.04536   0.03495   0.0099   1.0000   0.3825
  -7.250  -0.7748   0.04693   0.03752   0.0105   1.0000   0.5128
  -7.000  -0.7322   0.04977   0.04052   0.0108   1.0000   0.5892
  -6.750  -0.7132   0.05102   0.04167   0.0136   1.0000   0.6277
  -6.500  -0.7062   0.05144   0.04196   0.0176   1.0000   0.6587
  -6.250  -0.6886   0.05264   0.04300   0.0203   1.0000   0.6829
  -6.000  -0.6730   0.05323   0.04340   0.0226   0.9979   0.7087
  -5.750  -0.6394   0.05492   0.04488   0.0223   0.9960   0.7282
  -5.500  -0.6050   0.05653   0.04629   0.0217   0.9941   0.7472
  -5.250  -0.5704   0.05801   0.04756   0.0210   0.9920   0.7655
  -5.000  -0.5358   0.05930   0.04867   0.0200   0.9897   0.7821
  -4.750  -0.5027   0.06026   0.04945   0.0188   0.9876   0.7964
  -4.500  -0.4750   0.06083   0.04986   0.0182   0.9856   0.8095
  -4.250  -0.4508   0.06121   0.05009   0.0180   0.9835   0.8226
  -4.000  -0.4097   0.06167   0.05038   0.0147   0.9812   0.8292
  -3.750  -0.3898   0.06169   0.05028   0.0151   0.9782   0.8398
  -3.500  -0.3554   0.06188   0.05033   0.0127   0.9758   0.8464
  -3.250  -0.3338   0.06191   0.05025   0.0126   0.9733   0.8557
  -3.000  -0.2979   0.06205   0.05027   0.0098   0.9710   0.8616
  -2.750  -0.2838   0.06190   0.05004   0.0111   0.9674   0.8704
  -2.500  -0.2508   0.06190   0.04995   0.0088   0.9645   0.8752
  -2.250  -0.2291   0.06190   0.04987   0.0086   0.9615   0.8829
  -2.000  -0.1972   0.06194   0.04983   0.0064   0.9590   0.8882
  -1.750  -0.1727   0.06184   0.04968   0.0057   0.9552   0.8935
  -1.500  -0.1578   0.06182   0.04960   0.0068   0.9515   0.9009
  -1.250  -0.1238   0.06178   0.04952   0.0042   0.9482   0.9047
  -1.000  -0.0935   0.06183   0.04953   0.0022   0.9454   0.9099
  -0.750  -0.0806   0.06180   0.04946   0.0038   0.9409   0.9162
  -0.500  -0.0510   0.06171   0.04936   0.0020   0.9367   0.9197
  -0.250  -0.0219   0.06172   0.04936   0.0003   0.9331   0.9241
   0.000   0.0000   0.06185   0.04947   0.0000   0.9297   0.9297
   0.250   0.0219   0.06172   0.04936  -0.0003   0.9241   0.9331
   0.500   0.0510   0.06170   0.04936  -0.0020   0.9197   0.9367
   0.750   0.0805   0.06179   0.04945  -0.0038   0.9162   0.9409
   1.000   0.0936   0.06182   0.04951  -0.0022   0.9099   0.9454
   1.250   0.1238   0.06176   0.04950  -0.0042   0.9048   0.9482
   1.500   0.1577   0.06180   0.04958  -0.0068   0.9009   0.9515
   1.750   0.1727   0.06182   0.04966  -0.0057   0.8936   0.9553
   2.000   0.1972   0.06192   0.04981  -0.0064   0.8883   0.9590
   2.250   0.2295   0.06188   0.04984  -0.0087   0.8830   0.9616
   2.500   0.2508   0.06187   0.04992  -0.0088   0.8753   0.9645
   2.750   0.2837   0.06188   0.05001  -0.0111   0.8705   0.9674
   3.000   0.2979   0.06202   0.05024  -0.0097   0.8617   0.9711
   3.250   0.3339   0.06188   0.05022  -0.0126   0.8558   0.9734
   3.500   0.3556   0.06184   0.05030  -0.0128   0.8465   0.9759
   3.750   0.3898   0.06166   0.05025  -0.0151   0.8399   0.9782
   4.000   0.4098   0.06164   0.05035  -0.0147   0.8293   0.9812
   4.250   0.4509   0.06118   0.05005  -0.0180   0.8226   0.9835
   4.500   0.4751   0.06079   0.04982  -0.0182   0.8096   0.9857
   4.750   0.5029   0.06022   0.04941  -0.0189   0.7966   0.9877
   5.000   0.5362   0.05925   0.04862  -0.0200   0.7823   0.9898
   5.250   0.5709   0.05797   0.04751  -0.0210   0.7657   0.9921
   5.500   0.6054   0.05649   0.04624  -0.0218   0.7474   0.9942
   5.750   0.6397   0.05488   0.04483  -0.0224   0.7284   0.9961
   6.000   0.6733   0.05319   0.04336  -0.0226   0.7088   0.9980
   6.250   0.6888   0.05258   0.04294  -0.0204   0.6831   1.0000
   6.500   0.7062   0.05140   0.04191  -0.0176   0.6588   1.0000
   6.750   0.7132   0.05097   0.04162  -0.0136   0.6278   1.0000
   7.000   0.7321   0.04974   0.04049  -0.0108   0.5895   1.0000
   7.250   0.7750   0.04687   0.03746  -0.0105   0.5130   1.0000
   7.500   0.8124   0.04531   0.03489  -0.0099   0.3822   1.0000
   7.750   0.8103   0.04648   0.03554  -0.0053   0.3179   1.0000
   8.250   0.8077   0.04901   0.03744   0.0028   0.2392   1.0000
   8.500   0.8106   0.05011   0.03837   0.0060   0.2128   1.0000
   8.750   0.8152   0.05116   0.03927   0.0090   0.1922   1.0000
   9.000   0.8219   0.05212   0.04014   0.0117   0.1754   1.0000
   9.250   0.8308   0.05300   0.04096   0.0141   0.1612   1.0000
   9.500   0.8418   0.05381   0.04173   0.0162   0.1496   1.0000
   9.750   0.8540   0.05459   0.04244   0.0180   0.1397   1.0000
  10.000   0.8720   0.05517   0.04312   0.0193   0.1301   1.0000
  10.250   0.8911   0.05579   0.04365   0.0202   0.1227   1.0000
  10.500   0.9135   0.05636   0.04440   0.0209   0.1154   1.0000
  10.750   0.9365   0.05701   0.04496   0.0213   0.1101   1.0000
  11.000   0.9593   0.05785   0.04601   0.0218   0.1047   1.0000
  11.250   0.9766   0.05880   0.04707   0.0230   0.1002   1.0000
  11.500   0.9993   0.05975   0.04796   0.0232   0.0967   1.0000
  11.750   1.0182   0.06115   0.04961   0.0241   0.0936   1.0000
  12.000   1.0288   0.06268   0.05140   0.0261   0.0907   1.0000
  12.250   1.0365   0.06416   0.05305   0.0284   0.0881   1.0000
  12.500   1.0442   0.06557   0.05454   0.0305   0.0858   1.0000
  12.750   1.0578   0.06711   0.05606   0.0317   0.0838   1.0000
  13.000   1.0525   0.06938   0.05870   0.0355   0.0826   1.0000
  13.250   1.0441   0.07180   0.06145   0.0394   0.0814   1.0000
  13.500   1.0326   0.07433   0.06428   0.0435   0.0803   1.0000
  13.750   1.0185   0.07699   0.06720   0.0475   0.0793   1.0000
  14.000   1.0026   0.07978   0.07022   0.0513   0.0783   1.0000
  14.250   0.9851   0.08274   0.07339   0.0550   0.0774   1.0000
  14.500   0.9659   0.08590   0.07676   0.0583   0.0767   1.0000
  14.750   0.9445   0.08939   0.08043   0.0614   0.0760   1.0000
  15.000   0.9192   0.09340   0.08464   0.0641   0.0756   1.0000
  15.250   0.8879   0.09830   0.08975   0.0662   0.0754   1.0000
  15.500   0.8346   0.10630   0.09804   0.0672   0.0760   1.0000
  15.750   0.7368   0.12351   0.11556   0.0625   0.0784   1.0000
<< Back to NACA 16-021 (naca16021-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


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