XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NASA/LANGLEY MS(1)-0413 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 0.00868 0.00395 -0.0814 0.7885 0.7481 0.500 0.4420 0.00860 0.00382 -0.0815 0.7704 0.7546 1.000 0.4997 0.00858 0.00379 -0.0816 0.7490 0.7610 1.500 0.5581 0.00861 0.00377 -0.0818 0.7206 0.7683 2.000 0.6151 0.00867 0.00372 -0.0818 0.6725 0.7745 2.500 0.6638 0.00941 0.00384 -0.0802 0.5283 0.7807 3.000 0.7073 0.01105 0.00455 -0.0785 0.3374 0.7880 3.500 0.7564 0.01218 0.00512 -0.0779 0.2326 0.7943 4.000 0.8060 0.01298 0.00569 -0.0770 0.1813 0.8010 4.500 0.8567 0.01376 0.00629 -0.0763 0.1540 0.8080 5.000 0.9081 0.01448 0.00694 -0.0758 0.1387 0.8151 5.500 0.9582 0.01506 0.00756 -0.0749 0.1287 0.8221 6.000 1.0076 0.01581 0.00834 -0.0739 0.1212 0.8298 6.500 1.0558 0.01659 0.00913 -0.0728 0.1151 0.8377 7.000 1.1018 0.01745 0.01007 -0.0713 0.1101 0.8458 7.500 1.1496 0.01826 0.01095 -0.0702 0.1058 0.8544 8.000 1.1899 0.01954 0.01225 -0.0678 0.1012 0.8642 9.000 1.2774 0.02099 0.01397 -0.0642 0.0937 0.8861 9.500 1.3148 0.02230 0.01537 -0.0615 0.0901 0.8999 10.000 1.3483 0.02307 0.01635 -0.0578 0.0869 0.9189 10.500 1.3748 0.02386 0.01730 -0.0531 0.0838 0.9643 11.000 1.4127 0.02542 0.01895 -0.0515 0.0802 1.0000 11.500 1.4491 0.02667 0.02035 -0.0497 0.0765 1.0000 12.000 1.4802 0.02849 0.02218 -0.0474 0.0728 1.0000 12.500 1.5110 0.02995 0.02388 -0.0452 0.0690 1.0000 13.000 1.5362 0.03201 0.02598 -0.0428 0.0651 1.0000 13.500 1.5642 0.03384 0.02805 -0.0409 0.0609 1.0000 14.000 1.5855 0.03638 0.03072 -0.0387 0.0569 1.0000 14.500 1.6062 0.03909 0.03356 -0.0369 0.0529 1.0000 15.000 1.6230 0.04232 0.03700 -0.0352 0.0487 1.0000 15.500 1.6316 0.04644 0.04127 -0.0336 0.0452 1.0000 16.000 1.6378 0.05109 0.04609 -0.0325 0.0418 1.0000 16.500 1.6357 0.05699 0.05224 -0.0320 0.0390 1.0000 17.000 1.6252 0.06452 0.05996 -0.0328 0.0368 1.0000 17.500 1.6068 0.07379 0.06952 -0.0350 0.0349 1.0000 18.000 1.5817 0.08499 0.08101 -0.0391 0.0334 1.0000 18.500 1.5421 0.09929 0.09558 -0.0456 0.0325 1.0000 19.000 1.4955 0.11531 0.11182 -0.0536 0.0318 1.0000 19.500 1.4507 0.13183 0.12868 -0.0628 0.0311 1.0000 20.000 1.4084 0.14846 0.14558 -0.0730 0.0303 1.0000 20.500 1.3743 0.16416 0.16148 -0.0834 0.0292 1.0000 21.000 1.3628 0.17492 0.17224 -0.0908 0.0277 1.0000 21.500 1.3217 0.19400 0.19163 -0.1048 0.0266 1.0000 22.000 1.2889 0.21218 0.21002 -0.1185 0.0252 1.0000