XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NASA/LANGLEY LS(1)-0417MOD 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 0.4209 0.01205 0.00549 -0.0831 0.3986 0.7146 0.500 0.4777 0.01233 0.00568 -0.0831 0.3828 0.7212 1.000 0.5336 0.01267 0.00599 -0.0827 0.3699 0.7274 1.500 0.5915 0.01301 0.00620 -0.0830 0.3570 0.7334 2.000 0.6520 0.01324 0.00638 -0.0840 0.3462 0.7382 2.500 0.7093 0.01343 0.00649 -0.0843 0.3355 0.7419 3.000 0.7660 0.01369 0.00675 -0.0845 0.3256 0.7452 3.500 0.8232 0.01394 0.00697 -0.0847 0.3163 0.7488 4.000 0.8795 0.01436 0.00732 -0.0849 0.3061 0.7530 4.500 0.9380 0.01457 0.00755 -0.0856 0.2980 0.7568 5.000 0.9943 0.01501 0.00789 -0.0859 0.2879 0.7602 5.500 1.0497 0.01524 0.00821 -0.0859 0.2800 0.7641 6.000 1.1034 0.01558 0.00855 -0.0856 0.2714 0.7678 6.500 1.1562 0.01609 0.00907 -0.0852 0.2625 0.7717 7.000 1.2103 0.01641 0.00946 -0.0850 0.2541 0.7761 7.500 1.2612 0.01709 0.01005 -0.0845 0.2442 0.7804 8.000 1.3132 0.01738 0.01048 -0.0840 0.2367 0.7851 8.500 1.3596 0.01799 0.01108 -0.0825 0.2272 0.7897 9.000 1.4076 0.01851 0.01173 -0.0814 0.2190 0.7948 9.500 1.4513 0.01921 0.01242 -0.0797 0.2095 0.8003 10.000 1.4931 0.01987 0.01319 -0.0776 0.2010 0.8057 10.500 1.5253 0.02070 0.01408 -0.0739 0.1920 0.8116 11.000 1.5628 0.02165 0.01515 -0.0714 0.1832 0.8185 11.500 1.5949 0.02292 0.01643 -0.0685 0.1736 0.8257 12.000 1.6285 0.02411 0.01779 -0.0658 0.1652 0.8330 12.500 1.6533 0.02598 0.01967 -0.0627 0.1559 0.8411 13.000 1.6830 0.02755 0.02143 -0.0602 0.1478 0.8490 13.500 1.7026 0.02995 0.02391 -0.0572 0.1396 0.8581 14.000 1.7228 0.03244 0.02654 -0.0547 0.1317 0.8673 14.500 1.7370 0.03552 0.02977 -0.0521 0.1240 0.8778 15.000 1.7415 0.03958 0.03393 -0.0496 0.1160 0.8893 15.500 1.7500 0.04354 0.03810 -0.0479 0.1091 0.9031 16.500 1.7302 0.05509 0.05010 -0.0445 0.0989 1.0000 17.000 1.7115 0.06423 0.05940 -0.0466 0.0942 1.0000 17.500 1.6897 0.07435 0.06975 -0.0496 0.0902 1.0000 18.000 1.6604 0.08585 0.08147 -0.0536 0.0863 1.0000 18.500 1.6190 0.09884 0.09458 -0.0582 0.0827 1.0000 19.000 1.5955 0.10954 0.10552 -0.0625 0.0793 1.0000 19.500 1.5689 0.12072 0.11681 -0.0673 0.0757 1.0000 20.000 1.5502 0.13086 0.12708 -0.0722 0.0721 1.0000 20.500 1.5346 0.14078 0.13713 -0.0774 0.0684 1.0000 21.000 1.5230 0.14998 0.14638 -0.0827 0.0648 1.0000 21.500 1.5123 0.15943 0.15600 -0.0885 0.0614 1.0000 22.000 1.5092 0.16731 0.16387 -0.0937 0.0579 1.0000 22.500 1.4993 0.17685 0.17360 -0.1004 0.0546 1.0000 23.000 1.4970 0.18471 0.18144 -0.1062 0.0512 1.0000 23.500 1.4884 0.19428 0.19120 -0.1135 0.0481 1.0000 24.000 1.4890 0.20172 0.19862 -0.1196 0.0449 1.0000 24.500 1.4807 0.21144 0.20851 -0.1275 0.0417 1.0000 25.000 1.4824 0.21877 0.21585 -0.1339 0.0388 1.0000 25.500 1.4776 0.22779 0.22498 -0.1418 0.0361 1.0000 26.000 1.4791 0.23512 0.23234 -0.1485 0.0337 1.0000 26.500 1.4764 0.24370 0.24104 -0.1564 0.0315 1.0000 27.000 1.4851 0.24913 0.24643 -0.1619 0.0297 1.0000 27.500 1.4715 0.26079 0.25833 -0.1725 0.0280 1.0000 28.000 1.4753 0.26771 0.26530 -0.1794 0.0267 1.0000 28.500 1.4855 0.27254 0.27013 -0.1849 0.0256 1.0000 30.000 1.3552 0.36985 0.36798 -0.2534 0.0232 1.0000 30.500 1.3685 0.37311 0.37127 -0.2580 0.0225 1.0000 31.000 1.3827 0.37531 0.37350 -0.2613 0.0221 1.0000 31.500 1.3915 0.38482 0.38303 -0.2708 0.0194 1.0000 32.000 1.4040 0.38693 0.38516 -0.2750 0.0188 1.0000 32.500 1.4142 0.39516 0.39341 -0.2830 0.0164 1.0000 33.000 0.8112 0.37717 0.37583 -0.1567 0.0130 1.0000 33.500 0.8110 0.38664 0.38532 -0.1592 0.0110 1.0000 35.000 1.4650 0.41067 0.40905 -0.3099 0.0079 1.0000