XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NASA/LANGLEY LS(1)-0417MOD 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 0.3886 0.01460 0.00768 -0.0734 0.4355 0.7391 0.500 0.4377 0.01502 0.00801 -0.0713 0.4164 0.7450 1.000 0.4913 0.01551 0.00833 -0.0706 0.3996 0.7520 1.500 0.5546 0.01571 0.00842 -0.0725 0.3849 0.7596 2.000 0.6096 0.01597 0.00861 -0.0723 0.3724 0.7641 2.500 0.6652 0.01620 0.00879 -0.0723 0.3603 0.7681 3.000 0.7223 0.01658 0.00910 -0.0727 0.3495 0.7729 3.500 0.7827 0.01677 0.00926 -0.0740 0.3386 0.7775 4.000 0.8443 0.01726 0.00962 -0.0757 0.3282 0.7821 4.500 0.8987 0.01738 0.00982 -0.0755 0.3187 0.7855 5.000 0.9535 0.01792 0.01026 -0.0755 0.3087 0.7891 5.500 1.0093 0.01818 0.01063 -0.0757 0.3000 0.7932 6.000 1.0651 0.01856 0.01099 -0.0761 0.2906 0.7985 6.500 1.1229 0.01914 0.01158 -0.0771 0.2815 0.8028 7.000 1.1736 0.01941 0.01193 -0.0763 0.2725 0.8065 7.500 1.2244 0.02009 0.01259 -0.0758 0.2633 0.8108 8.000 1.2745 0.02046 0.01312 -0.0751 0.2544 0.8163 8.500 1.3256 0.02131 0.01385 -0.0749 0.2444 0.8221 9.000 1.3707 0.02167 0.01445 -0.0733 0.2362 0.8269 9.500 1.4126 0.02237 0.01516 -0.0713 0.2270 0.8324 10.000 1.4542 0.02310 0.01606 -0.0695 0.2181 0.8390 10.500 1.4868 0.02390 0.01690 -0.0661 0.2092 0.8454 11.000 1.5183 0.02490 0.01808 -0.0627 0.2005 0.8527 11.500 1.5495 0.02614 0.01936 -0.0599 0.1914 0.8616 12.000 1.5776 0.02750 0.02093 -0.0567 0.1826 0.8695 12.500 1.6018 0.02928 0.02275 -0.0537 0.1737 0.8791 13.000 1.6250 0.03116 0.02488 -0.0508 0.1654 0.8888 13.500 1.6419 0.03377 0.02749 -0.0479 0.1567 0.9001 14.000 1.6578 0.03631 0.03033 -0.0451 0.1492 0.9134 14.500 1.6625 0.03977 0.03384 -0.0419 0.1417 0.9310 15.500 1.6683 0.04835 0.04277 -0.0386 0.1282 1.0000 16.000 1.6708 0.05423 0.04893 -0.0394 0.1216 1.0000 16.500 1.6610 0.06159 0.05631 -0.0405 0.1150 1.0000 17.000 1.6492 0.07015 0.06520 -0.0432 0.1093 1.0000 17.500 1.6298 0.07972 0.07483 -0.0462 0.1039 1.0000 18.000 1.6080 0.09018 0.08558 -0.0502 0.0994 1.0000 18.500 1.5860 0.10063 0.09617 -0.0544 0.0949 1.0000 19.000 1.5673 0.11041 0.10609 -0.0584 0.0907 1.0000 19.500 1.5463 0.12105 0.11693 -0.0635 0.0865 1.0000 20.000 1.5410 0.12877 0.12464 -0.0671 0.0822 1.0000 20.500 1.5189 0.14007 0.13621 -0.0736 0.0783 1.0000 21.000 1.5199 0.14698 0.14307 -0.0776 0.0742 1.0000 21.500 1.4974 0.15885 0.15522 -0.0854 0.0705 1.0000 22.000 1.4988 0.16599 0.16237 -0.0904 0.0665 1.0000 22.500 1.4796 0.17748 0.17409 -0.0986 0.0628 1.0000 23.000 1.4829 0.18441 0.18102 -0.1040 0.0591 1.0000 23.500 1.4601 0.19720 0.19405 -0.1139 0.0554 1.0000 24.000 1.4742 0.20176 0.19853 -0.1180 0.0519 1.0000 24.500 1.4277 0.22081 0.21796 -0.1333 0.0480 1.0000 25.000 1.4674 0.21894 0.21586 -0.1327 0.0454 1.0000