XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: LISSAMAN 7769 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.035 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.0837 0.05839 0.05135 -0.0669 0.8338 0.3349 -2.750 -0.0646 0.05659 0.04907 -0.0709 0.8335 0.2942 -2.500 -0.0491 0.05526 0.04735 -0.0724 0.8336 0.2726 -2.250 -0.0321 0.05435 0.04593 -0.0736 0.8345 0.2585 -2.000 -0.0547 0.05438 0.04595 -0.0684 0.8424 0.2570 -1.750 -0.0448 0.05362 0.04496 -0.0678 0.8466 0.2542 -1.500 -0.0276 0.05288 0.04392 -0.0681 0.8497 0.2531 -1.250 -0.0062 0.05224 0.04294 -0.0689 0.8521 0.2521 -1.000 -0.0055 0.05192 0.04237 -0.0668 0.8602 0.2511 -0.750 0.0079 0.05162 0.04177 -0.0664 0.8679 0.2512 -0.500 0.0047 0.05143 0.04141 -0.0637 0.8841 0.2526 -0.250 0.0004 0.05122 0.04100 -0.0608 0.9038 0.2560 0.000 -0.0246 0.05064 0.04040 -0.0546 0.9387 0.2559 0.750 -0.0573 0.04786 0.03722 -0.0395 1.0000 0.2652 1.000 -0.0326 0.04792 0.03688 -0.0402 1.0000 0.2804 1.250 -0.0075 0.04789 0.03668 -0.0410 1.0000 0.3021 1.500 0.0176 0.04799 0.03673 -0.0418 1.0000 0.3316 1.750 0.0428 0.04828 0.03706 -0.0427 1.0000 0.3659 2.000 0.0673 0.04872 0.03767 -0.0434 1.0000 0.4044 2.250 0.0931 0.04904 0.03867 -0.0444 1.0000 0.4816 2.500 0.1074 0.04812 0.03880 -0.0435 1.0000 1.0000 2.750 0.1273 0.04952 0.03962 -0.0437 1.0000 1.0000 3.000 0.1453 0.05094 0.04060 -0.0437 1.0000 1.0000 3.250 0.1623 0.05240 0.04170 -0.0438 1.0000 1.0000 3.500 0.1787 0.05391 0.04292 -0.0440 1.0000 1.0000 3.750 0.1947 0.05547 0.04424 -0.0442 1.0000 1.0000 4.000 0.2104 0.05708 0.04566 -0.0445 1.0000 1.0000 4.250 0.2257 0.05876 0.04716 -0.0448 1.0000 1.0000 4.500 0.2409 0.06049 0.04874 -0.0451 1.0000 1.0000 4.750 0.2557 0.06228 0.05041 -0.0455 1.0000 1.0000 5.000 0.2702 0.06413 0.05215 -0.0459 1.0000 1.0000