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 = 0.012 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.4263 0.07841 0.06903 0.0310 1.0000 0.5889 -2.750 -0.4322 0.07603 0.06656 0.0282 1.0000 0.5757 -2.500 -0.4235 0.07332 0.06370 0.0255 1.0000 0.5664 -2.250 -0.4125 0.07064 0.06076 0.0199 1.0000 0.5550 -2.000 -0.3940 0.06799 0.05792 0.0161 1.0000 0.5486 -1.750 -0.3718 0.06547 0.05512 0.0112 1.0000 0.5452 -1.500 -0.3466 0.06316 0.05249 0.0065 1.0000 0.5460 -1.250 -0.3180 0.06105 0.05003 0.0016 1.0000 0.5491 -1.000 -0.2857 0.05918 0.04768 -0.0038 1.0000 0.5546 -0.750 -0.2588 0.05748 0.04576 -0.0065 1.0000 0.5663 -0.500 -0.2295 0.05601 0.04399 -0.0096 1.0000 0.5825 -0.250 -0.2007 0.05468 0.04244 -0.0122 1.0000 0.6040 0.000 -0.1729 0.05350 0.04110 -0.0142 1.0000 0.6353 0.250 -0.1470 0.05234 0.03997 -0.0153 1.0000 0.6742 0.500 -0.1252 0.05095 0.03906 -0.0148 1.0000 0.7371 0.750 -0.0873 0.04885 0.03763 -0.0198 1.0000 1.0000 1.000 -0.0203 0.05028 0.03712 -0.0338 1.0000 1.0000 1.250 0.0176 0.05166 0.03699 -0.0383 1.0000 1.0000 1.500 0.0437 0.05289 0.03712 -0.0397 1.0000 1.0000 1.750 0.0649 0.05408 0.03745 -0.0402 1.0000 1.0000 2.000 0.0839 0.05526 0.03793 -0.0403 1.0000 1.0000 2.250 0.1018 0.05647 0.03852 -0.0404 1.0000 1.0000 2.500 0.1190 0.05771 0.03925 -0.0405 1.0000 1.0000 2.750 0.1357 0.05899 0.04009 -0.0406 1.0000 1.0000 3.000 0.1521 0.06031 0.04101 -0.0407 1.0000 1.0000 3.250 0.1681 0.06168 0.04202 -0.0408 1.0000 1.0000 3.500 0.1841 0.06309 0.04313 -0.0410 1.0000 1.0000 3.750 0.1997 0.06455 0.04431 -0.0412 1.0000 1.0000 4.000 0.2151 0.06607 0.04558 -0.0414 1.0000 1.0000 4.250 0.2303 0.06763 0.04693 -0.0417 1.0000 1.0000 4.500 0.2453 0.06925 0.04834 -0.0420 1.0000 1.0000 4.750 0.2601 0.07092 0.04984 -0.0423 1.0000 1.0000 5.000 0.2746 0.07265 0.05142 -0.0426 1.0000 1.0000