XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NASA/LANGLEY LS(1)-0421MOD 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 0.5022 0.01183 0.00602 -0.0865 0.5564 0.6896 0.500 0.5644 0.01201 0.00617 -0.0877 0.5414 0.6968 1.000 0.6263 0.01216 0.00622 -0.0889 0.5241 0.7028 1.500 0.6841 0.01233 0.00631 -0.0891 0.5049 0.7071 2.000 0.7426 0.01251 0.00649 -0.0895 0.4880 0.7116 2.500 0.8022 0.01272 0.00666 -0.0903 0.4703 0.7163 3.000 0.8621 0.01300 0.00684 -0.0913 0.4519 0.7218 3.500 0.9216 0.01331 0.00705 -0.0922 0.4333 0.7260 4.000 0.9768 0.01355 0.00726 -0.0922 0.4138 0.7309 4.500 1.0316 0.01390 0.00760 -0.0921 0.3947 0.7349 5.000 1.0852 0.01435 0.00801 -0.0919 0.3740 0.7399 5.500 1.1386 0.01486 0.00845 -0.0918 0.3524 0.7451 6.000 1.1901 0.01548 0.00896 -0.0915 0.3280 0.7495 6.500 1.2362 0.01612 0.00952 -0.0903 0.3019 0.7542 7.000 1.2767 0.01696 0.01030 -0.0880 0.2745 0.7586 7.500 1.3092 0.01804 0.01129 -0.0844 0.2490 0.7639 8.000 1.3319 0.01937 0.01252 -0.0796 0.2269 0.7700 8.500 1.3612 0.02098 0.01404 -0.0767 0.2069 0.7748 9.500 1.4121 0.02474 0.01786 -0.0707 0.1791 0.7847 10.000 1.4364 0.02705 0.02021 -0.0684 0.1687 0.7904 11.000 1.4789 0.03262 0.02587 -0.0647 0.1526 0.8007 11.500 1.4886 0.03637 0.02967 -0.0623 0.1457 0.8060 12.000 1.5093 0.03945 0.03290 -0.0610 0.1405 0.8118 12.500 1.5222 0.04344 0.03694 -0.0599 0.1351 0.8171 13.000 1.5315 0.04775 0.04135 -0.0586 0.1302 0.8219 13.500 1.5456 0.05178 0.04554 -0.0578 0.1258 0.8269 14.000 1.5507 0.05686 0.05067 -0.0572 0.1215 0.8326 14.500 1.5596 0.06179 0.05572 -0.0569 0.1178 0.8384 15.000 1.5690 0.06663 0.06074 -0.0568 0.1143 0.8438 15.500 1.5726 0.07216 0.06635 -0.0567 0.1109 0.8491 16.000 1.5780 0.07748 0.07175 -0.0568 0.1076 0.8551 16.500 1.5847 0.08303 0.07749 -0.0575 0.1048 0.8610 17.000 1.5877 0.08884 0.08344 -0.0581 0.1019 0.8668 17.500 1.5922 0.09440 0.08903 -0.0587 0.0991 0.8732 18.000 1.5986 0.09984 0.09462 -0.0597 0.0969 0.8791 18.500 1.6010 0.10589 0.10087 -0.0610 0.0948 0.8855 19.000 1.6058 0.11179 0.10690 -0.0627 0.0926 0.8931 19.500 1.6106 0.11739 0.11259 -0.0643 0.0905 0.9003 20.000 1.6233 0.12156 0.11679 -0.0653 0.0883 0.9084 20.500 1.6206 0.12859 0.12407 -0.0681 0.0869 0.9161 21.000 1.6202 0.13532 0.13100 -0.0712 0.0852 0.9251 21.500 1.6228 0.14123 0.13707 -0.0739 0.0836 0.9372 23.500 1.6160 0.16964 0.16613 -0.0924 0.0775 1.0000 24.000 1.5979 0.18048 0.17721 -0.1008 0.0758 1.0000 24.500 1.5947 0.18860 0.18544 -0.1075 0.0742 1.0000 25.000 1.6096 0.19282 0.18967 -0.1114 0.0728 1.0000