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 !!!! -1.500 -0.2299 0.04568 0.03086 0.0094 1.0000 0.8299 !!!! -1.000 -0.0820 0.03991 0.02176 -0.0252 1.0000 1.0000 -0.800 -0.0618 0.04004 0.02093 -0.0249 1.0000 1.0000 -0.600 -0.0441 0.04018 0.02032 -0.0240 1.0000 1.0000 -0.400 -0.0277 0.04033 0.01988 -0.0231 1.0000 1.0000 -0.200 -0.0118 0.04049 0.01954 -0.0222 1.0000 1.0000 0.000 0.0038 0.04068 0.01929 -0.0213 1.0000 1.0000 0.200 0.0193 0.04088 0.01912 -0.0204 1.0000 1.0000 0.400 0.0346 0.04111 0.01901 -0.0196 1.0000 1.0000 0.600 0.0499 0.04136 0.01897 -0.0188 1.0000 1.0000 0.800 0.0652 0.04163 0.01898 -0.0181 1.0000 1.0000 1.000 0.0804 0.04193 0.01906 -0.0174 1.0000 1.0000 1.500 0.1181 0.04280 0.01947 -0.0157 1.0000 1.0000 2.000 0.1554 0.04384 0.02022 -0.0143 1.0000 1.0000 2.500 0.1920 0.04508 0.02131 -0.0130 1.0000 1.0000 3.000 0.2276 0.04655 0.02275 -0.0120 1.0000 1.0000 3.500 0.2618 0.04830 0.02458 -0.0112 1.0000 1.0000 4.000 0.2938 0.05039 0.02688 -0.0107 1.0000 1.0000 4.500 0.3229 0.05295 0.02974 -0.0106 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