XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NASA/LANGLEY NLF(1)-0416 AIRFOI 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 0.4029 0.01444 0.00790 -0.0846 0.5593 0.7148 0.500 0.4565 0.01462 0.00797 -0.0839 0.5485 0.7219 1.000 0.5085 0.01479 0.00817 -0.0827 0.5384 0.7288 1.500 0.5695 0.01500 0.00823 -0.0843 0.5282 0.7378 2.000 0.6223 0.01497 0.00825 -0.0836 0.5185 0.7428 2.500 0.6755 0.01509 0.00835 -0.0830 0.5084 0.7477 3.000 0.7319 0.01522 0.00849 -0.0833 0.4983 0.7531 3.500 0.7912 0.01532 0.00855 -0.0845 0.4875 0.7581 4.000 0.8479 0.01539 0.00865 -0.0850 0.4768 0.7619 4.500 0.9008 0.01543 0.00871 -0.0845 0.4655 0.7654 5.000 0.9542 0.01552 0.00890 -0.0843 0.4531 0.7684 5.500 1.0083 0.01570 0.00905 -0.0842 0.4402 0.7721 6.000 1.0614 0.01570 0.00918 -0.0840 0.4259 0.7748 6.500 1.1144 0.01585 0.00940 -0.0838 0.4101 0.7780 7.000 1.1662 0.01602 0.00963 -0.0835 0.3925 0.7803 7.500 1.2155 0.01620 0.00986 -0.0827 0.3718 0.7821 8.000 1.2605 0.01645 0.01017 -0.0810 0.3482 0.7843 8.500 1.3011 0.01695 0.01067 -0.0787 0.3227 0.7871 9.000 1.3383 0.01767 0.01138 -0.0759 0.2964 0.7902 9.500 1.3712 0.01851 0.01224 -0.0725 0.2706 0.7929 10.000 1.3961 0.01955 0.01326 -0.0679 0.2466 0.7957 10.500 1.4175 0.02089 0.01459 -0.0631 0.2242 0.7987 11.000 1.4368 0.02243 0.01616 -0.0586 0.2037 0.8016 11.500 1.4516 0.02423 0.01803 -0.0539 0.1850 0.8047 12.000 1.4601 0.02652 0.02041 -0.0493 0.1681 0.8084 12.500 1.4642 0.02947 0.02346 -0.0452 0.1521 0.8132 13.000 1.4650 0.03322 0.02729 -0.0423 0.1369 0.8181 13.500 1.4633 0.03782 0.03199 -0.0405 0.1235 0.8224 14.000 1.4588 0.04317 0.03746 -0.0397 0.1121 0.8271 14.500 1.4518 0.04925 0.04367 -0.0396 0.1022 0.8324 15.000 1.4447 0.05592 0.05046 -0.0404 0.0930 0.8383 15.500 1.4395 0.06291 0.05760 -0.0419 0.0843 0.8447 16.000 1.4330 0.07032 0.06519 -0.0438 0.0765 0.8523 16.500 1.4254 0.07832 0.07338 -0.0463 0.0693 0.8619 17.000 1.4161 0.08682 0.08207 -0.0493 0.0627 0.8755 17.500 1.4030 0.09531 0.09082 -0.0519 0.0568 0.9359 18.000 1.3928 0.10497 0.10060 -0.0565 0.0509 1.0000 18.500 1.3825 0.11507 0.11083 -0.0616 0.0453 1.0000 19.000 1.3718 0.12536 0.12123 -0.0672 0.0404 1.0000 19.500 1.3625 0.13540 0.13136 -0.0728 0.0363 1.0000 20.000 1.3566 0.14467 0.14067 -0.0783 0.0327 1.0000 20.500 1.3525 0.15374 0.14990 -0.0839 0.0297 1.0000 21.500 1.3546 0.16910 0.16534 -0.0939 0.0251 1.0000 22.000 1.3509 0.17798 0.17447 -0.1000 0.0235 1.0000 22.500 1.3593 0.18379 0.18026 -0.1042 0.0220 1.0000 23.000 1.3548 0.19265 0.18937 -0.1106 0.0209 1.0000 23.500 1.3502 0.20156 0.19846 -0.1172 0.0198 1.0000 24.000 1.3609 0.20646 0.20332 -0.1212 0.0186 1.0000 24.500 1.3378 0.22002 0.21725 -0.1315 0.0181 1.0000 25.000 1.2896 0.24080 0.23847 -0.1466 0.0178 1.0000