XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: LOCKHEED C-141 BL958.89 AIRFOIL
                
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.010 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -2.000  -0.0684   0.04575   0.02908  -0.0299   1.0000   1.0000         
  -1.000  -0.0820   0.03991   0.02176  -0.0252   1.0000   1.0000
   0.000   0.0038   0.04068   0.01929  -0.0213   1.0000   1.0000
   1.000   0.0804   0.04193   0.01906  -0.0174   1.0000   1.0000
   2.000   0.1554   0.04384   0.02022  -0.0143   1.0000   1.0000
   3.000   0.2276   0.04655   0.02275  -0.0120   1.0000   1.0000
   4.000   0.2938   0.05039   0.02688  -0.0107   1.0000   1.0000
   5.000   0.3475   0.05617   0.03335  -0.0111   1.0000   1.0000
   6.000   0.3763   0.06575   0.04374  -0.0149   1.0000   1.0000
   7.000   0.3920   0.07848   0.05701  -0.0215   1.0000   1.0000
   8.000   0.4140   0.09183   0.07078  -0.0282   1.0000   1.0000
   9.000   0.4407   0.10550   0.08478  -0.0346   1.0000   1.0000
  10.000   0.4712   0.11926   0.09883  -0.0407   1.0000   1.0000
  11.000   0.5048   0.13299   0.11281  -0.0467   1.0000   1.0000
  12.000   0.5405   0.14677   0.12684  -0.0529   1.0000   1.0000
  13.000   0.5776   0.16065   0.14099  -0.0594   1.0000   1.0000
  14.000   0.6156   0.17473   0.15530  -0.0662   1.0000   1.0000
  15.000   0.6543   0.18902   0.16983  -0.0733   1.0000   1.0000
  16.000   0.7234   0.20992   0.19115  -0.0886   0.9500   1.0000
  17.000   0.7863   0.22860   0.21012  -0.1006   0.8786   1.0000
  18.000   0.8376   0.24258   0.22436  -0.1090   0.8084   1.0000
  19.000   0.8889   0.25947   0.24148  -0.1169   0.7426   1.0000
  20.000   0.9320   0.27193   0.25417  -0.1232   0.6811   1.0000