XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NASA/LANGLEY LS(1)-0421 AIRFOIL 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 0.4410 0.01893 0.01359 -0.0962 0.7523 0.7161 0.500 0.4995 0.01873 0.01337 -0.0954 0.7465 0.7209 1.000 0.5512 0.01880 0.01350 -0.0944 0.7361 0.7261 1.500 0.6156 0.01829 0.01296 -0.0961 0.7275 0.7326 2.000 0.6889 0.01756 0.01210 -0.0999 0.7169 0.7393 2.500 0.7445 0.01696 0.01155 -0.0995 0.7043 0.7428 3.000 0.8024 0.01662 0.01123 -0.0995 0.6927 0.7466 3.500 0.8612 0.01619 0.01080 -0.0999 0.6783 0.7507 4.000 0.9182 0.01588 0.01054 -0.1004 0.6602 0.7553 4.500 0.9775 0.01560 0.01025 -0.1015 0.6375 0.7609 5.000 1.0312 0.01539 0.00997 -0.1014 0.6062 0.7646 5.500 1.0683 0.01556 0.01004 -0.0979 0.5558 0.7680 6.000 1.0806 0.01649 0.01061 -0.0901 0.4860 0.7724 6.500 1.0823 0.01831 0.01207 -0.0817 0.4192 0.7779 7.000 1.0934 0.02068 0.01411 -0.0765 0.3582 0.7828 7.500 1.1095 0.02317 0.01631 -0.0727 0.3049 0.7870 8.000 1.1244 0.02557 0.01853 -0.0685 0.2630 0.7908 8.500 1.1413 0.02808 0.02088 -0.0649 0.2296 0.7953 9.000 1.1644 0.03041 0.02313 -0.0623 0.2040 0.8004 9.500 1.1895 0.03282 0.02545 -0.0603 0.1846 0.8052 10.000 1.2163 0.03518 0.02776 -0.0587 0.1697 0.8094 10.500 1.2381 0.03765 0.03021 -0.0562 0.1581 0.8136 11.000 1.2633 0.04004 0.03262 -0.0543 0.1482 0.8184 11.500 1.2898 0.04252 0.03516 -0.0527 0.1397 0.8238 12.000 1.3140 0.04534 0.03792 -0.0513 0.1321 0.8296 12.500 1.3396 0.04781 0.04056 -0.0498 0.1258 0.8347 13.000 1.3611 0.05068 0.04341 -0.0480 0.1197 0.8402 13.500 1.3857 0.05358 0.04647 -0.0470 0.1145 0.8463 14.000 1.4084 0.05668 0.04961 -0.0460 0.1096 0.8521 14.500 1.4276 0.05981 0.05286 -0.0444 0.1050 0.8581 15.000 1.4472 0.06328 0.05647 -0.0436 0.1007 0.8656 15.500 1.4677 0.06633 0.05948 -0.0423 0.0967 0.8728 16.000 1.4814 0.07047 0.06390 -0.0415 0.0935 0.8806 16.500 1.4959 0.07471 0.06827 -0.0413 0.0900 0.8886 17.000 1.5144 0.07781 0.07136 -0.0400 0.0868 0.8974 17.500 1.5211 0.08312 0.07698 -0.0401 0.0843 0.9071 18.000 1.5283 0.08801 0.08206 -0.0400 0.0816 0.9188 18.500 1.5397 0.09189 0.08597 -0.0394 0.0791 0.9353 19.500 1.5420 0.10368 0.09828 -0.0415 0.0748 1.0000 20.000 1.5487 0.10993 0.10465 -0.0443 0.0726 1.0000 20.500 1.5687 0.11356 0.10823 -0.0455 0.0705 1.0000 21.000 1.5549 0.12292 0.11795 -0.0499 0.0689 1.0000 21.500 1.5405 0.13259 0.12794 -0.0551 0.0672 1.0000 22.000 1.5358 0.14069 0.13622 -0.0600 0.0653 1.0000 22.500 1.5486 0.14546 0.14097 -0.0630 0.0636 1.0000 23.000 1.5242 0.15697 0.15281 -0.0706 0.0622 1.0000