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
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to NACA 16-021 (naca16021-il)