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 = 0.018 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.4550 0.07690 0.06961 0.0289 1.0000 0.5400 -2.750 -0.4455 0.07376 0.06630 0.0219 1.0000 0.5084 -2.500 -0.4242 0.07042 0.06261 0.0111 1.0000 0.4760 -2.250 -0.3968 0.06727 0.05914 0.0037 1.0000 0.4536 -2.000 -0.3659 0.06440 0.05588 -0.0039 1.0000 0.4332 -1.750 -0.3313 0.06183 0.05281 -0.0115 1.0000 0.4151 -1.500 -0.3026 0.05963 0.05026 -0.0157 1.0000 0.4068 -1.250 -0.2718 0.05780 0.04796 -0.0202 1.0000 0.4032 -1.000 -0.2422 0.05624 0.04594 -0.0237 1.0000 0.4033 -0.750 -0.2121 0.05492 0.04414 -0.0269 1.0000 0.4039 -0.500 -0.1833 0.05383 0.04261 -0.0295 1.0000 0.4092 -0.250 -0.1540 0.05295 0.04126 -0.0319 1.0000 0.4198 0.000 -0.1263 0.05218 0.04011 -0.0337 1.0000 0.4333 0.250 -0.0992 0.05155 0.03920 -0.0351 1.0000 0.4537 0.500 -0.0719 0.05099 0.03845 -0.0364 1.0000 0.4795 0.750 -0.0456 0.05050 0.03795 -0.0373 1.0000 0.5167 1.000 -0.0201 0.04990 0.03766 -0.0377 1.0000 0.5664 1.250 0.0016 0.04879 0.03761 -0.0367 1.0000 0.6702 1.500 0.0228 0.04798 0.03680 -0.0382 1.0000 1.0000 1.750 0.0549 0.04942 0.03703 -0.0409 1.0000 1.0000 2.000 0.0780 0.05072 0.03746 -0.0415 1.0000 1.0000 2.250 0.0977 0.05199 0.03803 -0.0417 1.0000 1.0000 2.500 0.1159 0.05327 0.03877 -0.0418 1.0000 1.0000 2.750 0.1331 0.05459 0.03963 -0.0418 1.0000 1.0000 3.000 0.1499 0.05595 0.04061 -0.0419 1.0000 1.0000 3.250 0.1662 0.05735 0.04168 -0.0421 1.0000 1.0000 3.500 0.1823 0.05880 0.04283 -0.0423 1.0000 1.0000 3.750 0.1980 0.06030 0.04407 -0.0425 1.0000 1.0000 4.000 0.2136 0.06185 0.04541 -0.0427 1.0000 1.0000 4.250 0.2289 0.06345 0.04681 -0.0430 1.0000 1.0000 4.500 0.2439 0.06512 0.04830 -0.0433 1.0000 1.0000 4.750 0.2587 0.06683 0.04986 -0.0437 1.0000 1.0000 5.000 0.2733 0.06860 0.05150 -0.0441 1.0000 1.0000