XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NASA/LANGLEY LS(1)-0417 (GA(W)- 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 0.4719 0.01586 0.01069 -0.1046 0.7924 0.7437 0.500 0.5279 0.01563 0.01043 -0.1035 0.7825 0.7494 1.000 0.5876 0.01511 0.00987 -0.1037 0.7678 0.7559 1.500 0.6526 0.01478 0.00950 -0.1057 0.7561 0.7623 2.000 0.7094 0.01443 0.00917 -0.1053 0.7439 0.7661 2.500 0.7663 0.01411 0.00888 -0.1052 0.7271 0.7702 3.000 0.8258 0.01376 0.00853 -0.1057 0.7085 0.7750 3.500 0.8872 0.01346 0.00823 -0.1069 0.6847 0.7799 4.000 0.9435 0.01322 0.00795 -0.1068 0.6507 0.7838 4.500 0.9904 0.01332 0.00787 -0.1048 0.5793 0.7871 5.000 1.0172 0.01464 0.00846 -0.0995 0.4521 0.7914 5.500 1.0366 0.01638 0.00961 -0.0937 0.3460 0.7971 6.000 1.0532 0.01798 0.01080 -0.0878 0.2727 0.8020 6.500 1.0748 0.01958 0.01215 -0.0828 0.2208 0.8061 7.000 1.1030 0.02121 0.01363 -0.0794 0.1855 0.8108 7.500 1.1313 0.02306 0.01531 -0.0764 0.1612 0.8162 8.000 1.1635 0.02490 0.01707 -0.0742 0.1449 0.8216 8.500 1.1936 0.02648 0.01870 -0.0713 0.1336 0.8269 9.000 1.2248 0.02819 0.02049 -0.0689 0.1244 0.8330 9.500 1.2548 0.03024 0.02250 -0.0667 0.1164 0.8393 10.000 1.2878 0.03187 0.02425 -0.0648 0.1098 0.8452 10.500 1.3146 0.03399 0.02640 -0.0621 0.1043 0.8518 11.000 1.3464 0.03591 0.02845 -0.0605 0.0991 0.8594 11.500 1.3716 0.03818 0.03071 -0.0578 0.0943 0.8670 12.000 1.3991 0.04031 0.03307 -0.0558 0.0902 0.8762 12.500 1.4228 0.04273 0.03555 -0.0537 0.0859 0.8849 13.000 1.4459 0.04533 0.03833 -0.0514 0.0820 0.8951 13.500 1.4657 0.04808 0.04123 -0.0494 0.0780 0.9063 14.000 1.4837 0.05114 0.04439 -0.0471 0.0743 0.9196 14.500 1.4955 0.05438 0.04790 -0.0446 0.0708 0.9395 15.000 1.5073 0.05750 0.05104 -0.0423 0.0677 1.0000 15.500 1.5204 0.06234 0.05618 -0.0423 0.0644 1.0000 16.000 1.5334 0.06713 0.06107 -0.0426 0.0614 1.0000 16.500 1.5419 0.07232 0.06641 -0.0424 0.0588 1.0000 17.000 1.5440 0.07858 0.07295 -0.0430 0.0563 1.0000 17.500 1.5493 0.08440 0.07887 -0.0438 0.0543 1.0000 18.000 1.5513 0.09050 0.08511 -0.0444 0.0526 1.0000 18.500 1.5381 0.09945 0.09444 -0.0470 0.0510 1.0000 19.000 1.5281 0.10812 0.10340 -0.0502 0.0495 1.0000 19.500 1.5245 0.11586 0.11127 -0.0535 0.0482 1.0000 20.000 1.5251 0.12252 0.11800 -0.0560 0.0468 1.0000 20.500 1.4881 0.13715 0.13312 -0.0649 0.0460 1.0000 21.000 1.4378 0.15539 0.15186 -0.0775 0.0452 1.0000