XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NACA 16-018 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 -0.0491 0.01846 0.01404 0.0107 0.8598 0.8728 0.500 0.0423 0.01843 0.01401 0.0025 0.8590 0.8730 1.000 0.1392 0.01802 0.01362 -0.0068 0.8589 0.8731 1.500 0.3192 0.01662 0.01225 -0.0343 0.8651 0.8657 2.000 0.4095 0.01557 0.01120 -0.0415 0.8523 0.8665 2.500 0.4572 0.01488 0.01052 -0.0397 0.8360 0.8731 3.000 0.5172 0.01478 0.01047 -0.0405 0.8173 0.8751 3.500 0.5517 0.01455 0.01024 -0.0359 0.7949 0.8818 4.000 0.5679 0.01447 0.01014 -0.0270 0.7612 0.8893 5.000 0.5744 0.01539 0.01040 -0.0039 0.5904 0.9049 6.000 0.5325 0.01804 0.01201 0.0269 0.3619 0.9245 6.500 0.5414 0.01950 0.01294 0.0350 0.2511 0.9310 7.000 0.5647 0.02071 0.01378 0.0401 0.1760 0.9369 7.500 0.5919 0.02169 0.01453 0.0444 0.1283 0.9423 8.000 0.6224 0.02271 0.01536 0.0479 0.0956 0.9476 8.500 0.6669 0.02384 0.01640 0.0483 0.0754 0.9498 9.000 0.7011 0.02490 0.01742 0.0508 0.0638 0.9543 9.500 0.7344 0.02599 0.01853 0.0534 0.0575 0.9588 10.000 0.7678 0.02722 0.01978 0.0558 0.0524 0.9633 10.500 0.8069 0.02865 0.02126 0.0566 0.0495 0.9659 11.000 0.8410 0.03000 0.02266 0.0584 0.0466 0.9693 11.500 0.8735 0.03157 0.02429 0.0603 0.0441 0.9730 12.000 0.9062 0.03306 0.02587 0.0620 0.0423 0.9765 12.500 0.9423 0.03501 0.02782 0.0627 0.0404 0.9786 13.000 0.9772 0.03661 0.02961 0.0636 0.0388 0.9816 13.500 1.0102 0.03845 0.03157 0.0646 0.0373 0.9844 14.000 1.0452 0.04058 0.03369 0.0653 0.0357 0.9870 14.500 1.0731 0.04296 0.03635 0.0663 0.0345 0.9895 15.000 1.0986 0.04551 0.03910 0.0672 0.0333 0.9917 15.500 1.1241 0.04820 0.04189 0.0677 0.0322 0.9939 16.000 1.1498 0.05147 0.04529 0.0681 0.0312 0.9957 16.500 1.1560 0.05593 0.05015 0.0693 0.0306 0.9978 17.000 1.1587 0.06117 0.05573 0.0697 0.0298 0.9996 17.500 1.1468 0.06634 0.06118 0.0724 0.0292 1.0000 18.000 1.1308 0.07141 0.06644 0.0754 0.0286 1.0000 18.500 1.1101 0.07758 0.07283 0.0775 0.0282 1.0000 19.000 1.0917 0.08392 0.07932 0.0785 0.0277 1.0000 19.500 1.0663 0.09177 0.08737 0.0785 0.0274 1.0000 20.000 1.0171 0.10386 0.09981 0.0756 0.0271 1.0000 20.500 0.9553 0.11956 0.11591 0.0693 0.0271 1.0000 21.500 0.3929 0.18168 0.17937 0.0326 0.0315 0.9967 22.000 0.3852 0.19032 0.18804 0.0266 0.0289 0.9977 22.500 0.4004 0.19492 0.19266 0.0227 0.0277 0.9991 23.500 0.4066 0.20521 0.20298 0.0178 0.0253 1.0000 24.000 0.4095 0.20809 0.20587 0.0172 0.0241 1.0000 24.500 0.4146 0.21047 0.20825 0.0171 0.0236 1.0000 25.000 0.4108 0.21592 0.21370 0.0155 0.0221 1.0000 25.500 0.4130 0.21914 0.21693 0.0148 0.0208 1.0000 26.000 0.4164 0.22184 0.21963 0.0141 0.0202 1.0000 26.500 0.4231 0.22410 0.22190 0.0140 0.0198 1.0000 27.000 0.4178 0.22989 0.22769 0.0120 0.0184 1.0000 27.500 0.4204 0.23292 0.23072 0.0111 0.0173 1.0000 28.000 0.4244 0.23525 0.23306 0.0103 0.0167 1.0000