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 = 0.026 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -3.000 -0.3583 0.07399 0.06802 0.0217 0.9536 0.6259 -2.750 -0.3889 0.07221 0.06625 0.0204 0.9597 0.5846 -2.500 -0.3717 0.06818 0.06184 0.0012 0.9649 0.4860 -2.250 -0.3163 0.06387 0.05675 -0.0202 0.9670 0.3940 -2.000 -0.2812 0.06111 0.05345 -0.0285 0.9689 0.3547 -1.750 -0.2545 0.05902 0.05091 -0.0327 0.9712 0.3356 -1.500 -0.2345 0.05717 0.04876 -0.0345 0.9748 0.3263 -1.250 -0.2103 0.05583 0.04690 -0.0370 0.9800 0.3172 -1.000 -0.2112 0.05432 0.04525 -0.0340 0.9919 0.3137 -0.750 -0.2035 0.05288 0.04353 -0.0325 1.0000 0.3091 -0.500 -0.1752 0.05188 0.04198 -0.0348 1.0000 0.3032 -0.250 -0.1507 0.05099 0.04072 -0.0359 1.0000 0.3059 0.000 -0.1253 0.05039 0.03969 -0.0371 1.0000 0.3135 0.250 -0.0981 0.05006 0.03880 -0.0385 1.0000 0.3201 0.500 -0.0732 0.04956 0.03805 -0.0393 1.0000 0.3344 0.750 -0.0475 0.04929 0.03750 -0.0403 1.0000 0.3526 1.000 -0.0212 0.04918 0.03716 -0.0413 1.0000 0.3788 1.250 0.0041 0.04906 0.03706 -0.0420 1.0000 0.4115 1.500 0.0298 0.04909 0.03723 -0.0427 1.0000 0.4532 1.750 0.0552 0.04891 0.03775 -0.0432 1.0000 0.5280 2.000 0.0672 0.04742 0.03746 -0.0418 1.0000 1.0000 2.250 0.0920 0.04881 0.03797 -0.0427 1.0000 1.0000 2.500 0.1122 0.05015 0.03866 -0.0428 1.0000 1.0000 2.750 0.1304 0.05150 0.03951 -0.0429 1.0000 1.0000 3.000 0.1476 0.05289 0.04050 -0.0430 1.0000 1.0000 3.250 0.1642 0.05432 0.04160 -0.0431 1.0000 1.0000 3.500 0.1804 0.05581 0.04279 -0.0433 1.0000 1.0000 3.750 0.1963 0.05734 0.04409 -0.0435 1.0000 1.0000 4.000 0.2119 0.05892 0.04547 -0.0437 1.0000 1.0000 4.250 0.2272 0.06056 0.04693 -0.0440 1.0000 1.0000 4.500 0.2423 0.06226 0.04847 -0.0444 1.0000 1.0000 4.750 0.2571 0.06402 0.05008 -0.0447 1.0000 1.0000 5.000 0.2717 0.06583 0.05178 -0.0452 1.0000 1.0000