XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: LNV109A 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.450 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.3976 0.01989 0.01264 -0.0532 0.4298 0.0559 0.500 0.4556 0.01850 0.01099 -0.0528 0.4276 0.0560 1.000 0.5136 0.01767 0.01003 -0.0523 0.4251 0.0573 1.500 0.5708 0.01707 0.00943 -0.0519 0.4223 0.0597 2.000 0.6280 0.01678 0.00920 -0.0515 0.4194 0.0626 2.500 0.6853 0.01650 0.00891 -0.0510 0.4165 0.0656 3.000 0.7423 0.01620 0.00866 -0.0506 0.4140 0.0716 3.500 0.7992 0.01616 0.00864 -0.0502 0.4116 0.0807 4.000 0.8548 0.01660 0.00921 -0.0499 0.4082 0.1053 4.500 0.9158 0.01488 0.00953 -0.0510 0.4054 1.0000 5.000 0.9723 0.01521 0.00983 -0.0507 0.4020 1.0000 5.500 1.0289 0.01537 0.00996 -0.0503 0.3985 1.0000 6.000 1.0857 0.01550 0.01003 -0.0500 0.3957 1.0000 6.500 1.1428 0.01554 0.00998 -0.0495 0.3930 1.0000 7.000 1.1979 0.01612 0.01054 -0.0492 0.3896 1.0000 7.500 1.2528 0.01641 0.01096 -0.0490 0.3855 1.0000 8.000 1.3082 0.01657 0.01120 -0.0487 0.3814 1.0000 8.500 1.3647 0.01653 0.01114 -0.0483 0.3779 1.0000 9.000 1.4214 0.01645 0.01102 -0.0480 0.3745 1.0000 9.500 1.4744 0.01689 0.01162 -0.0477 0.3695 1.0000 10.000 1.5313 0.01628 0.01103 -0.0473 0.3618 1.0000 10.500 1.5868 0.01584 0.01062 -0.0469 0.3512 1.0000 11.000 1.6404 0.01587 0.01065 -0.0466 0.3418 1.0000 11.500 1.6909 0.01636 0.01132 -0.0462 0.3310 1.0000 12.000 1.7395 0.01696 0.01198 -0.0456 0.3189 1.0000 12.500 1.7840 0.01787 0.01296 -0.0449 0.3039 1.0000 13.000 1.8208 0.01932 0.01449 -0.0438 0.2857 1.0000 13.500 1.8360 0.02215 0.01737 -0.0419 0.2643 1.0000 14.000 1.7728 0.03286 0.02829 -0.0429 0.2497 1.0000 14.500 1.7064 0.04441 0.03990 -0.0438 0.2344 1.0000 15.000 1.6528 0.05486 0.05035 -0.0449 0.2168 1.0000 15.500 1.6150 0.06462 0.06004 -0.0465 0.1969 1.0000 16.000 1.5863 0.07390 0.06928 -0.0482 0.1749 1.0000 16.500 1.5542 0.08406 0.07934 -0.0506 0.1527 1.0000 17.000 1.5295 0.09376 0.08897 -0.0531 0.1315 1.0000 17.500 1.5054 0.10377 0.09891 -0.0560 0.1134 1.0000 18.000 1.4898 0.11295 0.10807 -0.0590 0.0972 1.0000 18.500 1.4750 0.12226 0.11735 -0.0624 0.0841 1.0000 19.000 1.4638 0.13125 0.12633 -0.0659 0.0737 1.0000 19.500 1.4578 0.13952 0.13461 -0.0693 0.0655 1.0000 20.000 1.4571 0.14694 0.14207 -0.0726 0.0589 1.0000 20.500 1.4566 0.15442 0.14958 -0.0762 0.0540 1.0000 21.000 1.4592 0.16131 0.15648 -0.0797 0.0500 1.0000 21.500 1.4653 0.16755 0.16282 -0.0829 0.0468 1.0000 22.000 1.4722 0.17355 0.16882 -0.0863 0.0440 1.0000 22.500 1.4807 0.17924 0.17459 -0.0895 0.0416 1.0000 23.000 1.4891 0.18498 0.18042 -0.0930 0.0395 1.0000 23.500 1.5035 0.18909 0.18446 -0.0957 0.0375 1.0000 24.000 1.5110 0.19499 0.19055 -0.0995 0.0363 1.0000 24.500 1.5197 0.20046 0.19612 -0.1032 0.0349 1.0000 25.000 1.5305 0.20530 0.20101 -0.1067 0.0337 1.0000 25.500 1.5488 0.20807 0.20376 -0.1089 0.0324 1.0000 26.000 1.5505 0.21492 0.21082 -0.1140 0.0316 1.0000 26.500 1.5536 0.22134 0.21741 -0.1189 0.0306 1.0000 27.000 1.5575 0.22753 0.22373 -0.1238 0.0298 1.0000 27.500 1.5651 0.23266 0.22894 -0.1281 0.0290 1.0000 28.000 1.5774 0.23627 0.23258 -0.1315 0.0281 1.0000 28.500 1.5658 0.24592 0.24250 -0.1392 0.0277 1.0000 29.000 1.5366 0.26048 0.25742 -0.1504 0.0272 1.0000