XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NASA/LANGLEY MS(1)-0317 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 0.3838 0.01035 0.00527 -0.0799 0.7156 0.7138 0.500 0.4432 0.01033 0.00526 -0.0803 0.6987 0.7187 1.000 0.5037 0.01033 0.00521 -0.0811 0.6811 0.7242 1.500 0.5649 0.01036 0.00515 -0.0821 0.6607 0.7293 2.000 0.6241 0.01030 0.00506 -0.0827 0.6346 0.7337 2.500 0.6806 0.01042 0.00508 -0.0826 0.5937 0.7376 3.000 0.7330 0.01092 0.00525 -0.0819 0.5126 0.7422 3.500 0.7755 0.01233 0.00589 -0.0800 0.3631 0.7472 4.000 0.8208 0.01363 0.00662 -0.0788 0.2627 0.7518 4.500 0.8675 0.01456 0.00722 -0.0777 0.2045 0.7560 5.000 0.9141 0.01537 0.00787 -0.0763 0.1730 0.7598 5.500 0.9597 0.01623 0.00861 -0.0748 0.1541 0.7644 6.000 1.0069 0.01694 0.00931 -0.0736 0.1429 0.7693 6.500 1.0519 0.01777 0.01012 -0.0721 0.1345 0.7736 7.000 1.0934 0.01861 0.01094 -0.0701 0.1277 0.7777 7.500 1.1252 0.01956 0.01196 -0.0662 0.1231 0.7823 8.000 1.1621 0.02050 0.01299 -0.0634 0.1193 0.7877 8.500 1.1987 0.02172 0.01423 -0.0611 0.1156 0.7931 9.000 1.2316 0.02335 0.01587 -0.0585 0.1119 0.7978 9.500 1.2687 0.02452 0.01719 -0.0564 0.1097 0.8035 10.000 1.3042 0.02589 0.01867 -0.0543 0.1070 0.8095 10.500 1.3386 0.02743 0.02027 -0.0523 0.1044 0.8155 11.000 1.3706 0.02942 0.02225 -0.0501 0.1012 0.8212 11.500 1.4029 0.03096 0.02400 -0.0482 0.0992 0.8276 12.000 1.4341 0.03273 0.02592 -0.0464 0.0966 0.8353 12.500 1.4633 0.03467 0.02796 -0.0445 0.0942 0.8431 13.000 1.4907 0.03683 0.03017 -0.0424 0.0919 0.8512 13.500 1.5177 0.03920 0.03270 -0.0406 0.0897 0.8600 14.000 1.5388 0.04170 0.03544 -0.0386 0.0876 0.8699 14.500 1.5596 0.04442 0.03833 -0.0370 0.0854 0.8812 15.000 1.5780 0.04726 0.04129 -0.0352 0.0834 0.8946 15.500 1.5953 0.05030 0.04446 -0.0331 0.0810 0.9104 16.000 1.6018 0.05405 0.04854 -0.0312 0.0792 0.9406 16.500 1.6099 0.05818 0.05288 -0.0305 0.0770 1.0000 17.000 1.6223 0.06272 0.05751 -0.0309 0.0749 1.0000 17.500 1.6317 0.06748 0.06233 -0.0308 0.0726 1.0000 18.000 1.6291 0.07424 0.06941 -0.0322 0.0707 1.0000 18.500 1.6283 0.08092 0.07630 -0.0338 0.0686 1.0000 19.000 1.6283 0.08764 0.08314 -0.0358 0.0667 1.0000 19.500 1.6219 0.09514 0.09076 -0.0380 0.0647 1.0000 20.000 1.6019 0.10549 0.10147 -0.0425 0.0628 1.0000 20.500 1.5870 0.11528 0.11148 -0.0472 0.0609 1.0000 21.000 1.5766 0.12438 0.12070 -0.0521 0.0592 1.0000 21.500 1.5559 0.13517 0.13168 -0.0582 0.0575 1.0000 22.000 1.5089 0.15184 0.14875 -0.0693 0.0559 1.0000 22.500 1.4702 0.16759 0.16476 -0.0807 0.0539 1.0000 23.000 1.4760 0.17410 0.17125 -0.0856 0.0522 1.0000 25.000 0.7243 0.27205 0.27032 -0.1053 0.0337 1.0000 25.500 0.7329 0.27667 0.27496 -0.1077 0.0320 1.0000 26.500 0.7403 0.29056 0.28889 -0.1136 0.0283 1.0000 28.500 0.7560 0.31773 0.31613 -0.1247 0.0216 1.0000 29.500 0.7633 0.33139 0.32982 -0.1300 0.0185 1.0000 30.500 0.7703 0.34459 0.34306 -0.1352 0.0165 1.0000 31.000 0.7735 0.35127 0.34976 -0.1379 0.0149 1.0000 32.000 0.7784 0.36551 0.36403 -0.1431 0.0131 1.0000 32.500 0.7817 0.37105 0.36959 -0.1456 0.0122 1.0000 33.500 0.7852 0.38558 0.38416 -0.1508 0.0108 1.0000 34.000 0.7876 0.39123 0.38982 -0.1533 0.0099 1.0000 35.000 0.7901 0.40507 0.40369 -0.1583 0.0089 1.0000 35.500 0.7915 0.41118 0.40983 -0.1608 0.0081 1.0000 36.000 0.7932 0.41578 0.41444 -0.1633 0.0077 1.0000 36.500 0.7951 0.41974 0.41842 -0.1655 0.0075 1.0000 37.000 0.7935 0.43061 0.42931 -0.1682 0.0067 1.0000 37.500 0.7940 0.43587 0.43459 -0.1706 0.0061 1.0000 38.000 0.7945 0.43996 0.43870 -0.1730 0.0058 1.0000 38.500 0.7942 0.44568 0.44444 -0.1754 0.0057 1.0000 39.000 0.7930 0.45471 0.45349 -0.1777 0.0052 1.0000 39.500 0.7925 0.46008 0.45887 -0.1801 0.0047 1.0000 40.000 0.7918 0.46438 0.46320 -0.1825 0.0044 1.0000 41.000 0.7888 0.47658 0.47543 -0.1870 0.0041 1.0000 41.500 0.7872 0.48239 0.48126 -0.1893 0.0036 1.0000 42.000 0.7854 0.48692 0.48581 -0.1916 0.0033 1.0000 42.500 0.7834 0.49057 0.48949 -0.1939 0.0031 1.0000 43.000 0.7813 0.49306 0.49200 -0.1962 0.0029 1.0000 43.500 0.7783 0.50095 0.49990 -0.1983 0.0029 1.0000 44.000 0.7756 0.50678 0.50575 -0.2003 0.0025 1.0000 44.500 0.7727 0.51082 0.50981 -0.2025 0.0022 1.0000 45.000 0.7695 0.51409 0.51310 -0.2047 0.0020 1.0000 45.500 0.7659 0.51637 0.51541 -0.2070 0.0019 1.0000 46.500 0.7584 0.52646 0.52553 -0.2109 0.0018 1.0000 47.000 0.7544 0.53058 0.52966 -0.2129 0.0016 1.0000 47.500 0.7502 0.53367 0.53278 -0.2149 0.0014 1.0000 48.000 0.7457 0.53591 0.53504 -0.2170 0.0012 1.0000 48.500 0.7408 0.53733 0.53648 -0.2191 0.0011 1.0000 49.500 0.7308 0.54377 0.54295 -0.2229 0.0011 1.0000 50.000 0.7258 0.54731 0.54651 -0.2246 0.0010 1.0000 50.500 0.7204 0.54961 0.54884 -0.2264 0.0008 1.0000 51.000 0.7148 0.55127 0.55052 -0.2283 0.0007 1.0000 51.500 0.7089 0.55220 0.55146 -0.2302 0.0006 1.0000 52.000 0.7027 0.55228 0.55156 -0.2321 0.0005 1.0000 53.000 0.6901 0.55515 0.55447 -0.2356 0.0005 1.0000 53.500 0.6839 0.55719 0.55652 -0.2371 0.0005 1.0000 54.000 0.6774 0.55829 0.55764 -0.2387 0.0004 1.0000 54.500 0.6707 0.55870 0.55807 -0.2403 0.0003 1.0000 55.000 0.6637 0.55862 0.55801 -0.2420 0.0003 1.0000 55.500 0.6566 0.55791 0.55732 -0.2436 0.0002 1.0000 56.000 0.6492 0.55643 0.55585 -0.2453 0.0002 1.0000 57.000 0.6345 0.55666 0.55611 -0.2482 0.0001 1.0000 57.500 0.6270 0.55589 0.55536 -0.2496 0.0001 1.0000 58.000 0.6192 0.55425 0.55374 -0.2511 0.0001 1.0000 59.000 0.6035 0.55205 0.55157 -0.2538 0.0000 1.0000 59.500 0.5954 0.55031 0.54984 -0.2552 0.0000 1.0000 60.000 0.5872 0.54793 0.54748 -0.2565 0.0000 1.0000