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 = 0.022 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.750 -0.4649 0.07444 0.06807 0.0341 1.0000 0.5632 -2.500 -0.4417 0.07035 0.06363 0.0174 1.0000 0.4908 -2.250 -0.3989 0.06635 0.05909 0.0015 1.0000 0.4324 -2.000 -0.3565 0.06318 0.05535 -0.0102 1.0000 0.3967 -1.750 -0.3222 0.06067 0.05236 -0.0169 1.0000 0.3776 -1.500 -0.2962 0.05841 0.04986 -0.0200 1.0000 0.3677 -1.250 -0.2628 0.05661 0.04751 -0.0250 1.0000 0.3546 -1.000 -0.2343 0.05498 0.04544 -0.0281 1.0000 0.3464 -0.750 -0.2056 0.05374 0.04371 -0.0308 1.0000 0.3449 -0.500 -0.1786 0.05272 0.04226 -0.0328 1.0000 0.3485 -0.250 -0.1507 0.05192 0.04096 -0.0347 1.0000 0.3532 0.000 -0.1224 0.05129 0.03981 -0.0366 1.0000 0.3602 0.250 -0.0969 0.05074 0.03894 -0.0377 1.0000 0.3747 0.500 -0.0702 0.05028 0.03820 -0.0388 1.0000 0.3928 0.750 -0.0436 0.05001 0.03769 -0.0399 1.0000 0.4179 1.000 -0.0181 0.04969 0.03739 -0.0406 1.0000 0.4517 1.250 0.0081 0.04951 0.03732 -0.0414 1.0000 0.4950 1.500 0.0328 0.04897 0.03760 -0.0415 1.0000 0.5760 1.750 0.0448 0.04742 0.03703 -0.0401 1.0000 1.0000 2.000 0.0733 0.04884 0.03741 -0.0419 1.0000 1.0000 2.250 0.0951 0.05016 0.03795 -0.0423 1.0000 1.0000 2.500 0.1141 0.05147 0.03867 -0.0424 1.0000 1.0000 2.750 0.1317 0.05281 0.03953 -0.0424 1.0000 1.0000 3.000 0.1487 0.05418 0.04052 -0.0425 1.0000 1.0000 3.250 0.1651 0.05560 0.04161 -0.0426 1.0000 1.0000 3.500 0.1813 0.05707 0.04278 -0.0428 1.0000 1.0000 3.750 0.1971 0.05859 0.04406 -0.0430 1.0000 1.0000 4.000 0.2127 0.06016 0.04542 -0.0433 1.0000 1.0000 4.250 0.2280 0.06178 0.04685 -0.0436 1.0000 1.0000 4.500 0.2431 0.06346 0.04837 -0.0439 1.0000 1.0000 4.750 0.2579 0.06520 0.04996 -0.0443 1.0000 1.0000 5.000 0.2725 0.06699 0.05163 -0.0447 1.0000 1.0000