XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NASA/LANGLEY LS(1)-0413MOD AIRF 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.4646 0.01059 0.00537 -0.0906 0.7636 0.7932 0.500 0.5199 0.01072 0.00542 -0.0900 0.7427 0.8038 1.000 0.5767 0.01072 0.00535 -0.0899 0.7147 0.8123 1.500 0.6306 0.01078 0.00537 -0.0890 0.6849 0.8201 2.000 0.6900 0.01092 0.00539 -0.0896 0.6546 0.8289 2.500 0.7434 0.01100 0.00544 -0.0888 0.6196 0.8351 3.000 0.7979 0.01123 0.00554 -0.0884 0.5764 0.8421 3.500 0.8535 0.01164 0.00574 -0.0885 0.5197 0.8502 4.000 0.9008 0.01218 0.00605 -0.0868 0.4535 0.8573 4.500 0.9504 0.01302 0.00656 -0.0859 0.3782 0.8661 5.000 0.9954 0.01402 0.00719 -0.0844 0.2984 0.8734 5.500 1.0396 0.01513 0.00801 -0.0827 0.2376 0.8829 6.000 1.0835 0.01621 0.00890 -0.0810 0.1963 0.8916 6.500 1.1280 0.01716 0.00980 -0.0793 0.1707 0.9017 7.000 1.1683 0.01813 0.01076 -0.0768 0.1539 0.9129 7.500 1.2080 0.01919 0.01185 -0.0743 0.1412 0.9257 8.000 1.2441 0.02024 0.01294 -0.0713 0.1299 0.9408 8.500 1.2729 0.02124 0.01395 -0.0669 0.1205 0.9648 9.000 1.3154 0.02223 0.01506 -0.0657 0.1117 1.0000 9.500 1.3570 0.02371 0.01666 -0.0646 0.1041 1.0000 10.000 1.3945 0.02535 0.01836 -0.0632 0.0969 1.0000 10.500 1.4287 0.02703 0.02009 -0.0616 0.0889 1.0000 11.000 1.4621 0.02868 0.02188 -0.0600 0.0806 1.0000 12.000 1.5168 0.03312 0.02663 -0.0563 0.0623 1.0000 12.500 1.5354 0.03627 0.02989 -0.0544 0.0532 1.0000 13.000 1.5467 0.04023 0.03397 -0.0524 0.0465 1.0000 13.500 1.5549 0.04472 0.03861 -0.0509 0.0414 1.0000 14.000 1.5582 0.04994 0.04404 -0.0499 0.0378 1.0000 14.500 1.5537 0.05632 0.05058 -0.0495 0.0352 1.0000 15.000 1.5471 0.06342 0.05793 -0.0501 0.0331 1.0000 15.500 1.5297 0.07242 0.06709 -0.0517 0.0317 1.0000 16.000 1.5159 0.08152 0.07650 -0.0541 0.0305 1.0000 16.500 1.4974 0.09172 0.08696 -0.0574 0.0296 1.0000 17.000 1.4773 0.10259 0.09806 -0.0617 0.0287 1.0000 17.500 1.4575 0.11349 0.10913 -0.0662 0.0280 1.0000 18.000 1.4406 0.12421 0.12005 -0.0712 0.0273 1.0000 18.500 1.4227 0.13570 0.13183 -0.0773 0.0267 1.0000 19.000 1.4065 0.14718 0.14357 -0.0840 0.0261 1.0000 19.500 1.3923 0.15865 0.15525 -0.0912 0.0255 1.0000 20.000 1.3822 0.16941 0.16618 -0.0985 0.0248 1.0000 20.500 1.3863 0.17630 0.17307 -0.1030 0.0239 1.0000 21.000 1.3567 0.19322 0.19036 -0.1158 0.0237 1.0000