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 = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 -0.0006 0.02491 0.02049 0.0001 0.8306 0.8306 0.500 0.1376 0.02363 0.01917 -0.0170 0.8250 0.8331 1.000 0.2292 0.02248 0.01801 -0.0252 0.8189 0.8364 1.500 0.2983 0.02236 0.01790 -0.0289 0.8124 0.8417 2.000 0.3553 0.02312 0.01871 -0.0303 0.7996 0.8484 2.500 0.4294 0.02108 0.01666 -0.0340 0.7945 0.8533 3.000 0.4688 0.02035 0.01594 -0.0310 0.7760 0.8595 3.500 0.5288 0.01928 0.01483 -0.0327 0.7454 0.8633 4.000 0.6262 0.01804 0.01322 -0.0425 0.6633 0.8644 4.500 0.5950 0.01835 0.01288 -0.0245 0.5444 0.8713 5.000 0.5090 0.01779 0.01223 0.0046 0.5174 0.8849 5.500 0.4558 0.01812 0.01242 0.0270 0.4690 0.8965 6.000 0.3734 0.02078 0.01509 0.0534 0.4347 0.9095 6.500 0.4119 0.02285 0.01649 0.0543 0.2894 0.9130 7.000 0.4561 0.02465 0.01765 0.0539 0.1741 0.9164 7.500 0.4933 0.02685 0.01898 0.0547 0.0605 0.9207 8.000 0.5436 0.02801 0.02015 0.0540 0.0438 0.9253 8.500 0.5879 0.02912 0.02137 0.0545 0.0422 0.9309 9.000 0.6200 0.03032 0.02268 0.0575 0.0416 0.9370 9.500 0.6479 0.03124 0.02380 0.0612 0.0354 0.9419 10.000 0.6678 0.03251 0.02515 0.0662 0.0317 0.9450 10.500 0.6822 0.03395 0.02671 0.0719 0.0297 0.9469 11.000 0.6693 0.03622 0.02915 0.0813 0.0287 0.9482 11.500 0.6789 0.03764 0.03070 0.0873 0.0275 0.9489 12.000 0.6946 0.03895 0.03218 0.0924 0.0263 0.9493 12.500 0.7146 0.04077 0.03424 0.0967 0.0250 0.9497 13.000 0.7155 0.03947 0.03290 0.1044 0.0248 0.9546 13.500 0.7469 0.04176 0.03553 0.1056 0.0255 0.9566 14.000 0.7784 0.04400 0.03793 0.1057 0.0249 0.9585 14.500 0.8249 0.04464 0.03850 0.1028 0.0244 0.9608 15.000 0.8713 0.04572 0.03950 0.0998 0.0236 0.9631 15.500 0.9084 0.04739 0.04116 0.0978 0.0224 0.9657 16.000 0.9290 0.05081 0.04463 0.0966 0.0209 0.9688 16.500 0.9678 0.05280 0.04658 0.0942 0.0189 0.9721 17.000 1.0067 0.05481 0.04848 0.0916 0.0167 0.9759 17.500 1.0273 0.05854 0.05220 0.0902 0.0141 0.9798 18.000 0.9990 0.06815 0.06225 0.0899 0.0125 0.9840 18.500 0.9950 0.07552 0.06997 0.0882 0.0124 0.9876 19.000 0.9691 0.08647 0.08134 0.0846 0.0123 0.9908 19.500 0.9408 0.09822 0.09352 0.0799 0.0123 0.9932 20.000 0.8909 0.11438 0.11013 0.0716 0.0123 0.9951 20.500 0.8263 0.13430 0.13049 0.0603 0.0123 0.9965 21.000 0.5187 0.23290 0.22985 0.0352 0.0249 0.9958 21.500 0.5324 0.24372 0.24068 0.0301 0.0249 0.9972 22.000 0.5463 0.25337 0.25034 0.0247 0.0247 0.9984 22.500 0.5612 0.26214 0.25912 0.0195 0.0244 0.9993 23.000 0.5819 0.26675 0.26374 0.0138 0.0218 1.0000 23.500 0.5900 0.27223 0.26920 0.0116 0.0169 1.0000 24.000 0.5985 0.27698 0.27393 0.0102 0.0151 1.0000 24.500 0.6086 0.28106 0.27799 0.0092 0.0141 1.0000