XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NASA/LANGLEY LS(1)-0421 AIRFOIL 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 0.4922 0.01284 0.00785 -0.1070 0.7331 0.6956 0.500 0.5521 0.01281 0.00778 -0.1072 0.7249 0.7016 1.000 0.6132 0.01284 0.00781 -0.1083 0.7168 0.7071 1.500 0.6761 0.01255 0.00747 -0.1097 0.7046 0.7122 2.000 0.7386 0.01235 0.00723 -0.1111 0.6941 0.7164 2.500 0.7966 0.01217 0.00711 -0.1115 0.6818 0.7201 3.000 0.8552 0.01211 0.00707 -0.1120 0.6682 0.7235 3.500 0.9138 0.01204 0.00697 -0.1126 0.6512 0.7271 4.000 0.9700 0.01206 0.00699 -0.1128 0.6283 0.7316 4.500 1.0235 0.01218 0.00705 -0.1126 0.5926 0.7354 5.000 1.0654 0.01276 0.00733 -0.1103 0.5300 0.7386 5.500 1.0831 0.01393 0.00811 -0.1037 0.4535 0.7428 6.000 1.0855 0.01547 0.00940 -0.0945 0.3925 0.7470 6.500 1.0995 0.01751 0.01117 -0.0888 0.3361 0.7510 7.000 1.1193 0.01958 0.01301 -0.0846 0.2884 0.7552 7.500 1.1414 0.02174 0.01496 -0.0811 0.2481 0.7594 8.000 1.1655 0.02392 0.01696 -0.0782 0.2149 0.7629 8.500 1.1913 0.02593 0.01888 -0.0755 0.1903 0.7676 9.000 1.2169 0.02802 0.02094 -0.0728 0.1719 0.7716 9.500 1.2428 0.03018 0.02306 -0.0703 0.1579 0.7758 10.000 1.2678 0.03251 0.02535 -0.0680 0.1462 0.7804 10.500 1.2977 0.03460 0.02747 -0.0664 0.1371 0.7847 11.000 1.3229 0.03705 0.02994 -0.0645 0.1293 0.7890 11.500 1.3486 0.03946 0.03242 -0.0626 0.1223 0.7935 12.000 1.3722 0.04210 0.03512 -0.0607 0.1162 0.7988 12.500 1.3965 0.04486 0.03793 -0.0592 0.1107 0.8044 13.000 1.4176 0.04798 0.04109 -0.0576 0.1058 0.8090 13.500 1.4412 0.05083 0.04407 -0.0562 0.1012 0.8144 14.000 1.4549 0.05459 0.04786 -0.0544 0.0966 0.8197 14.500 1.4785 0.05771 0.05114 -0.0535 0.0930 0.8257 15.000 1.4953 0.06153 0.05503 -0.0526 0.0894 0.8313 15.500 1.5077 0.06559 0.05920 -0.0512 0.0861 0.8376 16.000 1.5240 0.06962 0.06340 -0.0506 0.0829 0.8447 16.500 1.5352 0.07428 0.06813 -0.0501 0.0801 0.8510 17.000 1.5434 0.07900 0.07299 -0.0494 0.0774 0.8577 17.500 1.5543 0.08387 0.07805 -0.0494 0.0749 0.8653 18.000 1.5615 0.08921 0.08353 -0.0497 0.0726 0.8727 18.500 1.5653 0.09451 0.08888 -0.0496 0.0702 0.8810 19.000 1.5697 0.10048 0.09511 -0.0507 0.0685 0.8902 19.500 1.5722 0.10653 0.10137 -0.0518 0.0665 0.9015 20.000 1.5740 0.11260 0.10758 -0.0532 0.0647 0.9152 20.500 1.5772 0.11760 0.11266 -0.0536 0.0628 0.9386 21.000 1.5719 0.12461 0.11995 -0.0562 0.0614 1.0000 21.500 1.5718 0.13196 0.12747 -0.0600 0.0597 1.0000 22.000 1.5731 0.13896 0.13459 -0.0639 0.0582 1.0000 22.500 1.5808 0.14446 0.14009 -0.0669 0.0566 1.0000 23.000 1.5744 0.15267 0.14853 -0.0720 0.0553 1.0000 23.500 1.5642 0.16182 0.15792 -0.0782 0.0538 1.0000 24.000 1.5594 0.17004 0.16628 -0.0842 0.0523 1.0000 24.500 1.5641 0.17631 0.17260 -0.0890 0.0510 1.0000 25.000 1.5607 0.18391 0.18032 -0.0950 0.0496 1.0000 25.500 1.5231 0.19918 0.19599 -0.1074 0.0483 1.0000 26.000 1.4827 0.21554 0.21268 -0.1212 0.0465 1.0000 26.500 1.4901 0.22137 0.21852 -0.1268 0.0453 1.0000