XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA 16-021 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.0627 0.03486 0.02967 -0.0032 0.8335 0.8471 1.000 0.1385 0.03420 0.02901 -0.0085 0.8276 0.8546 1.500 0.2342 0.03244 0.02724 -0.0172 0.8218 0.8607 2.000 0.3337 0.03044 0.02524 -0.0264 0.8158 0.8667 2.500 0.4156 0.02936 0.02420 -0.0322 0.8077 0.8752 3.000 0.4666 0.02771 0.02255 -0.0308 0.7952 0.8839 3.500 0.4609 0.02770 0.02257 -0.0183 0.7796 0.8922 4.000 0.4290 0.02834 0.02323 -0.0009 0.7488 0.8969 4.500 0.4610 0.02706 0.02194 0.0040 0.7212 0.8984 5.000 0.4721 0.02651 0.02137 0.0126 0.6951 0.8997 5.500 0.4720 0.02487 0.01974 0.0225 0.6657 0.9050 6.000 0.5323 0.02380 0.01778 0.0216 0.5029 0.9068 6.500 0.5208 0.02603 0.01939 0.0327 0.3720 0.9118 7.000 0.5426 0.02786 0.02050 0.0368 0.2424 0.9164 7.500 0.5725 0.02981 0.02171 0.0391 0.1273 0.9217 8.000 0.5993 0.03247 0.02385 0.0423 0.0496 0.9295 8.500 0.6214 0.03428 0.02579 0.0475 0.0486 0.9435 9.000 0.6442 0.03612 0.02778 0.0524 0.0481 0.9526 9.500 0.7040 0.03582 0.02779 0.0486 0.0408 0.9563 10.000 0.7572 0.03690 0.02896 0.0460 0.0375 0.9594 10.500 0.8065 0.03834 0.03047 0.0440 0.0351 0.9626 11.000 0.8509 0.04004 0.03227 0.0428 0.0331 0.9662 11.500 0.8896 0.04199 0.03434 0.0426 0.0312 0.9699 12.000 0.9286 0.04380 0.03645 0.0427 0.0328 0.9735 12.500 0.9484 0.04637 0.03919 0.0453 0.0317 0.9769 13.000 0.9710 0.04871 0.04167 0.0476 0.0300 0.9793 13.500 0.9893 0.05157 0.04477 0.0507 0.0278 0.9808 14.000 0.9867 0.05724 0.05100 0.0556 0.0255 0.9815 14.500 0.9897 0.05931 0.05316 0.0603 0.0247 0.9815 15.000 1.0010 0.05953 0.05330 0.0645 0.0241 0.9808 15.500 1.0033 0.06062 0.05437 0.0696 0.0232 0.9798 16.000 0.9893 0.06348 0.05730 0.0753 0.0224 0.9792 16.500 0.9933 0.06548 0.05933 0.0788 0.0209 0.9795 17.000 1.0076 0.06821 0.06209 0.0795 0.0191 0.9819 17.500 1.0183 0.07218 0.06612 0.0791 0.0175 0.9850 18.000 1.0062 0.07809 0.07216 0.0797 0.0165 0.9872 18.500 1.0019 0.08425 0.07845 0.0787 0.0155 0.9901 19.000 0.9730 0.09505 0.08956 0.0751 0.0150 0.9931 19.500 0.9375 0.10805 0.10297 0.0691 0.0146 0.9956 20.000 0.8926 0.12366 0.11901 0.0607 0.0145 0.9975