XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NASA/LANGLEY LS(1)-0417 (GA(W)- 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 0.5126 0.01113 0.00619 -0.1130 0.7654 0.7195 0.500 0.5693 0.01099 0.00609 -0.1127 0.7518 0.7254 1.000 0.6289 0.01095 0.00601 -0.1131 0.7416 0.7304 1.500 0.6891 0.01090 0.00599 -0.1140 0.7303 0.7357 2.000 0.7507 0.01075 0.00577 -0.1151 0.7145 0.7402 2.500 0.8096 0.01058 0.00559 -0.1156 0.6967 0.7438 3.000 0.8667 0.01053 0.00557 -0.1156 0.6741 0.7471 3.500 0.9224 0.01057 0.00561 -0.1155 0.6378 0.7510 4.000 0.9710 0.01104 0.00572 -0.1141 0.5534 0.7548 4.500 1.0029 0.01258 0.00653 -0.1102 0.4232 0.7589 5.000 1.0332 0.01409 0.00750 -0.1061 0.3228 0.7631 5.500 1.0631 0.01536 0.00844 -0.1019 0.2555 0.7668 6.000 1.0883 0.01651 0.00939 -0.0968 0.2100 0.7709 6.500 1.1182 0.01780 0.01051 -0.0929 0.1751 0.7755 7.000 1.1522 0.01916 0.01174 -0.0901 0.1513 0.7801 7.500 1.1856 0.02053 0.01307 -0.0873 0.1351 0.7844 8.000 1.2183 0.02195 0.01451 -0.0845 0.1233 0.7889 8.500 1.2506 0.02350 0.01608 -0.0819 0.1138 0.7946 9.500 1.3158 0.02674 0.01939 -0.0773 0.0999 0.8056 10.000 1.3405 0.02890 0.02156 -0.0742 0.0944 0.8113 10.500 1.3741 0.03054 0.02334 -0.0723 0.0904 0.8179 11.000 1.4013 0.03267 0.02551 -0.0700 0.0861 0.8241 11.500 1.4263 0.03490 0.02788 -0.0674 0.0824 0.8309 12.000 1.4537 0.03708 0.03017 -0.0654 0.0788 0.8390 12.500 1.4720 0.03994 0.03309 -0.0626 0.0751 0.8464 13.000 1.4978 0.04231 0.03566 -0.0608 0.0718 0.8549 13.500 1.5178 0.04530 0.03873 -0.0588 0.0685 0.8634 14.000 1.5356 0.04847 0.04209 -0.0567 0.0654 0.8729 14.500 1.5544 0.05178 0.04554 -0.0552 0.0621 0.8831 15.000 1.5646 0.05589 0.04978 -0.0534 0.0590 0.8947 15.500 1.5788 0.05975 0.05388 -0.0521 0.0561 0.9090 16.000 1.5834 0.06446 0.05870 -0.0505 0.0536 0.9300 16.500 1.5852 0.06926 0.06375 -0.0489 0.0514 1.0000 17.000 1.5929 0.07497 0.06963 -0.0495 0.0491 1.0000 17.500 1.5921 0.08162 0.07636 -0.0502 0.0473 1.0000 18.000 1.5908 0.08860 0.08357 -0.0513 0.0457 1.0000 18.500 1.5873 0.09613 0.09131 -0.0532 0.0440 1.0000 19.000 1.5814 0.10409 0.09943 -0.0556 0.0427 1.0000 19.500 1.5728 0.11221 0.10762 -0.0582 0.0413 1.0000 20.000 1.5612 0.12154 0.11724 -0.0623 0.0403 1.0000 20.500 1.5490 0.13103 0.12698 -0.0669 0.0393 1.0000 21.000 1.5374 0.14061 0.13677 -0.0723 0.0383 1.0000 21.500 1.5285 0.14985 0.14616 -0.0779 0.0374 1.0000 22.000 1.5239 0.15803 0.15442 -0.0831 0.0365 1.0000 22.500 1.5088 0.16857 0.16520 -0.0905 0.0358 1.0000 23.000 1.4781 0.18329 0.18028 -0.1017 0.0352 1.0000