XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: NASA/LANGLEY NLF(1)-0416 AIRFOI 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 ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.500 0.4803 0.01169 0.00556 -0.0916 0.5187 0.7000 1.000 0.5351 0.01192 0.00575 -0.0911 0.5092 0.7056 1.500 0.5918 0.01214 0.00593 -0.0912 0.5002 0.7119 2.000 0.6504 0.01230 0.00604 -0.0919 0.4909 0.7169 2.500 0.7059 0.01234 0.00605 -0.0918 0.4816 0.7208 3.000 0.7609 0.01239 0.00616 -0.0916 0.4724 0.7243 3.500 0.8166 0.01264 0.00634 -0.0917 0.4621 0.7280 4.000 0.8723 0.01266 0.00645 -0.0917 0.4526 0.7318 4.500 0.9282 0.01288 0.00661 -0.0919 0.4410 0.7350 5.000 0.9838 0.01292 0.00674 -0.0920 0.4294 0.7378 5.500 1.0383 0.01303 0.00686 -0.0920 0.4168 0.7397 6.000 1.0905 0.01311 0.00698 -0.0914 0.4020 0.7424 6.500 1.1427 0.01324 0.00719 -0.0909 0.3851 0.7444 7.000 1.1931 0.01348 0.00746 -0.0901 0.3648 0.7464 7.500 1.2411 0.01387 0.00782 -0.0889 0.3410 0.7485 8.000 1.2872 0.01437 0.00831 -0.0875 0.3150 0.7509 8.500 1.3302 0.01505 0.00895 -0.0855 0.2875 0.7538 9.500 1.4048 0.01673 0.01054 -0.0800 0.2363 0.7580 10.000 1.4331 0.01769 0.01149 -0.0757 0.2135 0.7598 10.500 1.4577 0.01881 0.01260 -0.0711 0.1926 0.7624 11.000 1.4777 0.02018 0.01397 -0.0661 0.1731 0.7651 11.500 1.4937 0.02183 0.01564 -0.0611 0.1542 0.7679 12.000 1.5059 0.02383 0.01768 -0.0562 0.1365 0.7711 12.500 1.5127 0.02640 0.02031 -0.0517 0.1219 0.7748 13.000 1.5160 0.02965 0.02364 -0.0480 0.1096 0.7786 13.500 1.5162 0.03372 0.02779 -0.0453 0.0988 0.7814 14.000 1.5136 0.03857 0.03277 -0.0437 0.0895 0.7855 14.500 1.5079 0.04427 0.03862 -0.0431 0.0812 0.7895 15.000 1.4997 0.05076 0.04523 -0.0432 0.0736 0.7936 15.500 1.4894 0.05796 0.05256 -0.0442 0.0668 0.7978 16.000 1.4812 0.06541 0.06016 -0.0458 0.0603 0.8020 16.500 1.4725 0.07332 0.06824 -0.0480 0.0542 0.8070 17.000 1.4622 0.08191 0.07702 -0.0508 0.0487 0.8126 17.500 1.4505 0.09118 0.08646 -0.0543 0.0435 0.8187 18.500 1.4241 0.11140 0.10704 -0.0633 0.0343 0.8338 19.000 1.4084 0.12240 0.11824 -0.0688 0.0306 0.8448 19.500 1.3928 0.13335 0.12940 -0.0745 0.0275 0.8655 21.000 1.3585 0.16321 0.15973 -0.0919 0.0213 1.0000 21.500 1.3546 0.17217 0.16882 -0.0979 0.0198 1.0000 22.000 1.3524 0.18047 0.17714 -0.1036 0.0185 1.0000 22.500 1.3518 0.18861 0.18544 -0.1093 0.0174 1.0000 23.000 1.3524 0.19633 0.19323 -0.1150 0.0163 1.0000 23.500 1.3524 0.20406 0.20105 -0.1208 0.0153 1.0000 24.000 1.3514 0.21214 0.20927 -0.1269 0.0144 1.0000 24.500 1.3550 0.21891 0.21606 -0.1324 0.0136 1.0000 25.000 1.3535 0.22685 0.22415 -0.1386 0.0129 1.0000 25.500 1.3490 0.23562 0.23309 -0.1456 0.0123 1.0000 26.000 1.3479 0.24346 0.24104 -0.1520 0.0117 1.0000 26.500 1.3548 0.24878 0.24634 -0.1568 0.0110 1.0000 27.000 1.3328 0.26253 0.26040 -0.1672 0.0106 1.0000