XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NASA/LANGLEY LS(1)-0413MOD AIRF 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 0.4881 0.00851 0.00362 -0.0969 0.7262 0.7650 0.500 0.5448 0.00860 0.00362 -0.0967 0.6996 0.7725 1.000 0.6015 0.00877 0.00372 -0.0965 0.6710 0.7817 1.500 0.6602 0.00892 0.00379 -0.0969 0.6416 0.7896 2.000 0.7153 0.00914 0.00392 -0.0965 0.6069 0.7962 2.500 0.7715 0.00943 0.00408 -0.0965 0.5628 0.8031 3.000 0.8279 0.00987 0.00429 -0.0967 0.5056 0.8094 3.500 0.8793 0.01045 0.00462 -0.0959 0.4393 0.8155 4.000 0.9304 0.01121 0.00510 -0.0952 0.3688 0.8230 4.500 0.9814 0.01217 0.00568 -0.0947 0.2937 0.8304 5.000 1.0292 0.01310 0.00636 -0.0935 0.2350 0.8368 5.500 1.0784 0.01399 0.00707 -0.0927 0.1918 0.8451 6.000 1.1270 0.01489 0.00784 -0.0917 0.1626 0.8527 6.500 1.1741 0.01572 0.00865 -0.0903 0.1447 0.8607 7.000 1.2214 0.01664 0.00957 -0.0891 0.1309 0.8696 7.500 1.2652 0.01745 0.01040 -0.0872 0.1177 0.8791 8.000 1.3101 0.01830 0.01126 -0.0856 0.1066 0.8891 8.500 1.3511 0.01915 0.01215 -0.0833 0.0973 0.8999 9.000 1.3905 0.01998 0.01307 -0.0808 0.0902 0.9122 9.500 1.4267 0.02083 0.01405 -0.0777 0.0838 0.9267 10.000 1.4534 0.02177 0.01510 -0.0730 0.0782 0.9458 10.500 1.4796 0.02284 0.01626 -0.0687 0.0717 1.0000 11.000 1.5188 0.02421 0.01771 -0.0675 0.0626 1.0000 11.500 1.5511 0.02599 0.01953 -0.0655 0.0526 1.0000 12.000 1.5777 0.02819 0.02177 -0.0631 0.0420 1.0000 12.500 1.5965 0.03107 0.02469 -0.0604 0.0344 1.0000 13.000 1.6100 0.03453 0.02827 -0.0577 0.0304 1.0000 14.000 1.6252 0.04316 0.03725 -0.0536 0.0258 1.0000 14.500 1.6234 0.04885 0.04312 -0.0525 0.0242 1.0000 15.000 1.6195 0.05515 0.04965 -0.0520 0.0232 1.0000 15.500 1.6131 0.06221 0.05698 -0.0525 0.0222 1.0000 16.000 1.5991 0.07082 0.06581 -0.0541 0.0212 1.0000 16.500 1.5742 0.08165 0.07689 -0.0573 0.0207 1.0000 17.000 1.5515 0.09269 0.08822 -0.0611 0.0200 1.0000 17.500 1.5224 0.10530 0.10112 -0.0662 0.0196 1.0000 18.000 1.4892 0.11903 0.11513 -0.0725 0.0193 1.0000 18.500 1.4563 0.13328 0.12965 -0.0798 0.0190 1.0000 19.000 1.4277 0.14710 0.14369 -0.0875 0.0187 1.0000 19.500 1.4055 0.16009 0.15688 -0.0955 0.0184 1.0000 20.000 1.3887 0.17236 0.16931 -0.1035 0.0180 1.0000 20.500 1.3786 0.18324 0.18029 -0.1110 0.0175 1.0000 21.000 1.3716 0.19375 0.19094 -0.1186 0.0170 1.0000 21.500 1.3629 0.20517 0.20256 -0.1271 0.0164 1.0000 22.000 1.3561 0.21640 0.21395 -0.1358 0.0157 1.0000 22.500 1.3527 0.22686 0.22453 -0.1441 0.0152 1.0000 23.000 1.3528 0.23633 0.23409 -0.1518 0.0147 1.0000 23.500 1.3459 0.24837 0.24628 -0.1616 0.0141 1.0000