XFOIL Version 6.96 Calculated polar for: NACA 16-015 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------ -------- --------- --------- -------- -------- -------- -11.000 -0.6344 0.10508 0.10012 -0.0361 1.0000 0.1733 -10.750 -0.6632 0.09945 0.09456 -0.0375 1.0000 0.1778 -9.250 -1.0134 0.06385 0.05699 0.0071 1.0000 0.0795 -9.000 -1.0127 0.05949 0.05251 0.0105 1.0000 0.0780 -8.750 -1.0157 0.05581 0.04856 0.0151 1.0000 0.0763 -8.500 -1.0189 0.05225 0.04463 0.0202 1.0000 0.0745 -8.250 -1.0193 0.04883 0.04077 0.0252 1.0000 0.0731 -8.000 -1.0147 0.04621 0.03776 0.0293 1.0000 0.0736 -7.750 -1.0070 0.04402 0.03520 0.0330 1.0000 0.0753 -7.500 -0.9959 0.04176 0.03253 0.0362 1.0000 0.0766 -7.250 -0.9804 0.03955 0.02990 0.0388 1.0000 0.0776 -7.000 -0.9654 0.03803 0.02794 0.0415 1.0000 0.0796 -6.750 -0.9404 0.03560 0.02539 0.0416 1.0000 0.0832 -6.500 -0.9161 0.03411 0.02378 0.0422 1.0000 0.0865 -6.250 -0.8918 0.03288 0.02236 0.0429 1.0000 0.0908 -6.000 -0.8635 0.03144 0.02080 0.0427 1.0000 0.0958 -5.750 -0.8357 0.03021 0.01962 0.0424 1.0000 0.1013 -5.500 -0.8137 0.02945 0.01870 0.0435 1.0000 0.1080 -5.250 -0.7904 0.02821 0.01767 0.0440 1.0000 0.1171 -5.000 -0.7732 0.02721 0.01674 0.0459 1.0000 0.1267 -4.750 -0.7611 0.02628 0.01591 0.0487 1.0000 0.1422 -4.500 -0.7526 0.02518 0.01505 0.0523 1.0000 0.1711 -4.250 -0.6659 0.02582 0.01943 0.0464 1.0000 0.8225 -4.000 -0.5786 0.03037 0.02358 0.0393 1.0000 0.8639 -3.750 -0.4742 0.03445 0.02725 0.0280 1.0000 0.9002 -3.500 -0.3649 0.03670 0.02916 0.0137 1.0000 0.9263 -3.250 -0.2754 0.03760 0.02982 0.0017 1.0000 0.9532 -3.000 -0.2256 0.03759 0.02963 -0.0037 1.0000 0.9697 -2.750 -0.1742 0.03736 0.02925 -0.0099 1.0000 0.9837 -2.500 -0.1168 0.03684 0.02858 -0.0175 1.0000 0.9954 -2.250 -0.0860 0.03647 0.02813 -0.0199 1.0000 1.0000 -2.000 -0.0768 0.03621 0.02783 -0.0177 1.0000 1.0000 -1.750 -0.0675 0.03599 0.02757 -0.0155 1.0000 1.0000 -1.500 -0.0581 0.03580 0.02734 -0.0133 1.0000 1.0000 -1.250 -0.0486 0.03564 0.02716 -0.0111 1.0000 1.0000 -1.000 -0.0389 0.03551 0.02701 -0.0089 1.0000 1.0000 -0.750 -0.0293 0.03541 0.02689 -0.0067 1.0000 1.0000 -0.500 -0.0195 0.03534 0.02680 -0.0044 1.0000 1.0000 -0.250 -0.0098 0.03530 0.02675 -0.0022 1.0000 1.0000 0.000 0.0000 0.03528 0.02674 0.0000 1.0000 1.0000 0.250 0.0098 0.03529 0.02675 0.0022 1.0000 1.0000 0.500 0.0195 0.03533 0.02680 0.0044 1.0000 1.0000 0.750 0.0293 0.03540 0.02688 0.0067 1.0000 1.0000 1.000 0.0390 0.03550 0.02699 0.0089 1.0000 1.0000 1.250 0.0486 0.03563 0.02714 0.0111 1.0000 1.0000 1.500 0.0581 0.03578 0.02733 0.0133 1.0000 1.0000 1.750 0.0675 0.03597 0.02755 0.0155 1.0000 1.0000 2.000 0.0768 0.03619 0.02781 0.0177 1.0000 1.0000 2.250 0.0860 0.03645 0.02811 0.0199 1.0000 1.0000 2.500 0.1166 0.03681 0.02855 0.0176 0.9955 1.0000 2.750 0.1739 0.03733 0.02922 0.0100 0.9838 1.0000 3.000 0.2256 0.03757 0.02961 0.0038 0.9698 1.0000 3.250 0.2753 0.03758 0.02979 -0.0017 0.9533 1.0000 3.500 0.3650 0.03667 0.02913 -0.0137 0.9264 1.0000 3.750 0.4750 0.03441 0.02722 -0.0281 0.9003 1.0000 4.000 0.5788 0.03035 0.02355 -0.0394 0.8639 1.0000 4.250 0.6661 0.02580 0.01941 -0.0465 0.8226 1.0000 4.500 0.7525 0.02517 0.01504 -0.0523 0.1711 1.0000 4.750 0.7610 0.02627 0.01590 -0.0487 0.1421 1.0000 5.000 0.7731 0.02720 0.01673 -0.0458 0.1267 1.0000 5.250 0.7903 0.02820 0.01766 -0.0439 0.1170 1.0000 5.500 0.8135 0.02943 0.01868 -0.0435 0.1081 1.0000 5.750 0.8356 0.03020 0.01961 -0.0424 0.1013 1.0000 6.000 0.8634 0.03143 0.02079 -0.0427 0.0958 1.0000 6.250 0.8918 0.03287 0.02235 -0.0429 0.0908 1.0000 6.500 0.9159 0.03410 0.02377 -0.0421 0.0865 1.0000 6.750 0.9402 0.03560 0.02538 -0.0416 0.0832 1.0000 7.000 0.9652 0.03802 0.02793 -0.0415 0.0796 1.0000 7.250 0.9802 0.03953 0.02989 -0.0388 0.0777 1.0000 7.500 0.9957 0.04174 0.03252 -0.0362 0.0766 1.0000 7.750 1.0069 0.04400 0.03519 -0.0330 0.0754 1.0000 8.000 1.0146 0.04620 0.03776 -0.0293 0.0737 1.0000 8.250 1.0192 0.04882 0.04076 -0.0252 0.0731 1.0000 8.500 1.0188 0.05223 0.04461 -0.0202 0.0745 1.0000 8.750 1.0157 0.05579 0.04854 -0.0151 0.0763 1.0000 9.000 1.0128 0.05947 0.05249 -0.0105 0.0780 1.0000 9.250 1.0136 0.06387 0.05701 -0.0071 0.0795 1.0000 9.500 0.9075 0.06106 0.05538 0.0100 0.0924 1.0000 10.250 0.6676 0.08842 0.08397 0.0359 0.1970 1.0000 10.500 0.6152 0.09445 0.08998 0.0369 0.1969 1.0000 10.750 0.5186 0.10441 0.09976 0.0315 0.1892 1.0000